НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут"

НОВІКОВ Анатолій Олександрович

УДК 533.662

ВПЛИВ ГВИНТОВИХ РУШІЇВ НА АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЧОЇ СИСТЕМИ ЛІТАКА

Спеціальність 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Харків – 2005

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана на кафедрі аеродинаміки та динаміки польоту інженерно-авіаційного факультету Харківського університету Повітряних Сил Збройних Сил України.

Науковий керівник:

Офіційні опоненти:

Провідна установа: | кандидат технічних наук, доцент

Миргород Юрій Іванович,

Харківський університет Повітряних Сил,

начальник кафедри аеродинаміки та динаміки польоту.

доктор технічних наук, старший науковий співробітник

Леонтьєв Олексій Борисович,

начальник головного науково-дослідного управління розвітку бойового застосування і забезпеченя бойових дій Об’єднаного Науково-дослідного Інституту Збройних Сил.

кандидат технічних наук, старший науковий співробітник

Русанов Андрій Вікторович,

старший науковий співробітник Інституту проблем машинобудування ім. А.М. Підгорного НАН України, м. Харків

Національний авіаційний університет Міністерства освіти і науки України, м. Київ.

Захист відбудеться “11” березня 2005 року о 15 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського.

Автореферат розісланий “02” лютого 2005 року.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради,

доктор технічних наук, професор Крашаниця Ю.О.

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. Аналіз розвитку транспортної авіації показує на активне використання в якості рушіїв сучасних транспортних і пасажирських літаків важконавантажених однорядних і співосних повітряних гвинтів (ПГ). Яскравим прикладом можуть служити літаки АНТК Антонова Ан-140, Ан-38-100 і Ан-70, стосовно до російської авіації – літаки Іл-114 і Су-80.

Відмінними рисами цих літаків є:

- розвинена механізація крила;

- важконавантажені повітряні гвинти із шаблеподібним відгином лопатей;

- сильна інтерференція струменя від гвинтів із крилом і оперінням.

Гвинтовий рушій (ГР) в авіації застосовується давно, проте, його аеродинаміка, вплив на аеродинамічні характеристики літака в цілому вивчені недостатньо повно. В нинішній час аеродинамічні характеристики літальних апаратів з урахуванням роботи гвинтових рушіїв одержують або в натурному експерименті, або шляхом продувок в аеродинамічній трубі геометрично подібних моделей гвинтових рушіїв, або по полуемпіричним залежностям. Рівень розвитку аеродинаміки і обчислювальної техніки дозволяють отримати ці характеристики з достатньою для практичної мети точністю.

Одержання аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів з гвинтовими рушіями в льотному експерименті пов'язане з певним ризиком, великими матеріальними затратами і календарними термінами. Трубний експеримент за неможливості погодження всіх критеріїв подібності ускладнений і також пов'язаний з високими витратами. Розробка і впровадження в практику проектування розрахункової методики одержання подібних аеродинамічних характеристик дозволить зменшити частку експерименту при проектуванні і доводці літальних апаратів, провести широкі параметричні дослідження по вибору раціональних геометричних і кінематичних параметрів літаків, і, завдяки цьому, скоротити календарні та матеріальні витрати.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Тема дисертаційної роботи відповідає науковому напрямку кафедри “Аеродинаміки та динаміки польоту літальних апаратів” Харківського університету Повітряних Сил. Дослідження за створеним методом розрахунку аеродинамічних характеристик літака з гвинтовими рушіями проводилися в рамках проведення спеціальних льотних випробувань надлегкого літака Х–32 з оцінки можливості його застосування для вирішення завдань ВПС України та при проведенні експертної оцінки надлегкого літака НАРП–1.

Мета роботи і задача дослідження. Метою роботи є визначення впливу геометричних і кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики літаків і їхніх елементів з використанням розробленого методу розрахунку на основі чисельного моделювання на ЕОМ.

Для досягнення мети вирішені наступні основні задачі:

- розроблена математична модель обтікання потоком газу літального апарата з гвинтовими рушіями;

- на базі розробленої математичної моделі створені робочі програми розрахунку;

- проведені методичні дослідження по вибору раціональних параметрів дискретизації;

- обґрунтована вірогідність розробленого методу зі ставленням результатів моделювання на ЕОМ обтікання широкого класу об'єктів з експериментальними даними і результатами розрахунків інших авторів;

- проведені параметричні дослідження впливу геометричних і кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила та оперіння.

Об`єктом дослідження літак з гвинтовими рушіями, який обтікається потоком ідеальної нестисливої рідини.

Предметом дослідження аеродинамічні характеристики об`кта дослідження, його складових частин.

Метод дослідження. При моделюванні тілесних елементів літака з гвинтовими рушіями (фюзеляж, мотогондоли, тілесне крило) застосовувався панельний метод Морино. При моделюванні тонких елементів літака (лопаті гвинтового рушія, тонке крило, оперення) застосовувався метод дискретних вихорів (МДВ). В рамках теорії потенційних течій для моделювання інтерференції в складних конфігураціях типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – тілесне крило” застосовувався блочно-ітераційний метод.

Наукова новизна роботи полягає в наступному:

- отримані закономірності зміни аеродинамічних характеристик крила й оперення при впливі на них струменів від гвинтових рушіїв на основі проведення параметричних досліджень.

- розроблено метод розрахунку аеродинамічних характеристик літаків з гвинтовими рушіями, який враховує особливості аеродинамічного компонування літаків з розвиненою механізацією крила.

Практична значимість роботи: дани рекомендації щодо вибору раціонального взаємного розташування несучих поверхонь відносно гвинтового рушія; створена програма розрахунку розподілених і сумарних аеродинамічних характеристик складних комбінацій з співвісними та однорядними гвинтовими рушіями, у тому числі при наявності поверхні розподілу і кута ковзання; вироблені рекомендації щодо вибору параметрів дискретизації.

Розроблені автором положення реалізовані:

- у вигляді методики оцінки аеродинамічних характеристик літака при проведенні спеціальних льотних випробувань надлегкого літака Х–32 з оцінки можливості його застосування для вирішення завдань ВПС України та при проведенні експертної оцінки надлегкого літака НАРП–1. Акт про реалізацію №35 від 28.03.2003р. Державний Авіаційний Науково-випробувальний Центр Збройних Сил України;

- в методиці розрахунку аеродинамічних характеристик літака військово-транспортної авіації в науково-дослідній роботі № 48312 (шифр “Чутливість”, м. Харків) при аналізі аеродинамічних характеристик літака ВТА;

- в методиці розрахунку аеродинамічних характеристик літака з гвинтовими рушіями в науково-дослідній роботі № 48297 (шифр “ Модель-202”, м. Харків), при аналізі аеродинамічних характеристик крила, що обдувається потоком від гвинтових рушіїв;

- у навчальному процесі інженерно-авіаційного факультету Харківського інституту ВПС України. Акт про реалізацію №9/168 від 23.09.2004р. в дисципліні “Сучасні методи дослідження аеродинаміки і динаміки польоту” – результати дослідження нелінійних аеродинамічних характеристик літаків ВТА з гвинтовими рушіями.

Результати дисертаційної роботи можуть бути використані при розробці і модернізації авіаційної техніки.

Особистий внесок здобувача. Наукові положення, висновки і рекомендації, що викладені в дисертації і представлені на захист, отримані особисто автором, а саме:

- визначено вплив роботи гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила;

- розроблено метод розрахунку аеродинамічних характеристик літальних апаратів з гвинтовими рушіями, комбінацій типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило”;

- характерні відзнаки аеродинамічних характеристик несучих систем з співосними гвинтовими рушіями від аеродинамічних характеристик несучих систем з однорядними гвинтовими рушіями;

- встановлені залежності моментних характеристик літака від геометричних та кінематичних параметрів гвинтового рушія, відхилення механізації крила.

Апробація результатів дисертації. Основні результати роботи доповідалися, обговорювалися і отримали позитивну оцінку на:

-

-

-

2003 р.;

-

-

-

-

-

-

Публікації. Основні положення й висновки, що сформульовані в дисертації, містяться у 6 наукових публікаціях (всі у виданнях, що входять до переліку фахових видань з технічних наук, затверджених ВАК України), у яких викладені:

- математична модель обтікання несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями [1];

- дослідження з методики розрахунку аеродинамічних характеристик тілесних елементів несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями [1,2];

- методика розрахунку аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями й основні результати досліджень [3,4,5,6].

Структура і обсяг дисертації. Дисертація складається з вступу, 4 розділів, висновків та списку використаних джерел. Робота виконана на 148 сторінках, містить 125 рисунків, 2 таблиці. Список використаних джерел містить 114 найменувань.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ

У вступі обґрунтована актуальність обраного напрямку дослідження на підставі проведеного аналізу існуючих методів визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів з гвинтовими рушіями, сформульована мета досліджень, показані основні положення, що визначають наукове та практичне значення роботи.

У першому розділі приведено обґрунтування обраного напрямку дослідження. Проведено аналіз існуючих методів визначення аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів. Проведено аналіз існуючих математичних моделей рідини. Проведено аналіз існуючих методів розв’язання рівнянь руху рідини. Розглянуті основні чисельні методи розв’язання рівнянь руху рідини (скінченнорізницеві методи і методи граничних елементів). Зроблено висновок про ефективність моделі потенційної рідини для розв’язання задач обтікання складних просторових аеродинамічних компонувань із гвинтовими рушіями. Викладена загальна постановка задачі дослідження.

У другому розділі представлено метод розрахунку аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів з гвинтовими рушіями.

Робота обмежується розгляданням прямих задач аеродинаміки, в яких просторові форми несучих поверхонь та кінематичні параметри задані як функції координат і часу. Для комбінації, що складається з гвинтових рушіїв і несучих поверхонь (НП), та рухається в нев`язкому нестискуємому середовищі з поступальною швидкістю, не накладається будь яких геометричних обмежень. Лопаті гвинтових рушіїв і несучих поверхонь можуть обтікатися як плавно, так і з відривом потоку, при цьому місця сходу вихрових пелен вважаються апріорі відомими і (або) фіксованими на краях. В загальному випадку потрібно визначити розподілені та сумарні аеродинамічні навантаження, діючі по несучий системі.

Розглянута комбінація складається з ряду несучих поверхонь, які з огляду на невелику відносну товщину лопатей вважаються нескінченно тонкими. Задача по розрахунку обтікання вирішується в безрозмірному вигляді.

Використовуються підходи методу дискретних вихорів, припускається, що всюди поза поверхнями і сліду за ними течія є безвихрова, тоді для потенціалу збурених швидкостей справедливо рівняння Лапласа:

.

Задача полягає в знаходженні потенціалу швидкостей, що задовольнить рівнянню Лапласа при певних межових умовах:

1.

2.

3.

4.

Якщо замінити несучі поверхні та їх слід безперервними вихровими шарами з напруженістю, то поле швидкостей, індуковане цими шарами, задовольняє рівнянню Лапласа, умові на нескінченності. Для виконання умови безперервності тиску і нормальної складової швидкості на вільних вихрових поверхнях слід розглядається як вільна вихрова поверхня. Для визначення на несучих поверхнях використовується умова непротікання і умова, що характеризує місце сходу вихрової пелени.

Рішення проводиться в нелінійній нестаціонарній постановці. Оскільки вивчаються задачі, що описуються рівняннями нерозривності при нелінійних межових умовах на поверхні тіл та на невідомих поверхнях тангенціального розриву, то це дозволяє будувати розв’язання за допомогою методу дискретних вихорів, поле швидкостей яких автоматично задовольняє рівнянню нерозривності. Для розв’язання задачі вихрові системи тіл і сліду за ними моделюються системою дискретних вихорів. В роботі використовується модифікований метод дискретних вихорів, розроблений та розвинений В.О.Апаріновим О.В.Двораком, гідродинамічна замкнутість вихрової системи в якому забезпечується застосуванням замкнутих чотирикутних вихрових рамок, кожна з яких моделює охоплений нею елемент вихрових поверхонь. Застосування замкнутих вихрових рамок для моделювання вихрових поверхонь дозволяє функціонально поділити вихрові схеми несучих поверхонь та пелени на окремі модулі. Вихрова схема несучіх поверхонь представляє собою універсальний незалежний модуль при рішенні задач з різноманітними схемами обтікання: відривними та безвідривними.

Заміна безперервного розподіленого вихрового шару дискретним дозволяє перейти від інтегро-диференційних рівнянь до системи алгебраїчних. Тоді потенціал і вектор швидкості визначаться підсумовуванням відповідно потенціалів та швидкостей від всіх цих рамок. Межова умова непротікання записується для контрольних точок у вигляді системи алгебраїчних рівнянь і використовується для знаходження невідомих циркуляцій вихрових рамок на несучіх поверхнях. При сході вихрових пелен з країв, циркуляції вільного вихрового відрізка привласнюється значення відповідної циркуляції на несучіх поверхонь, яка одержується з попереднього розрахункового кроку.

Застосування інтеграла Коші-Лагранжа до нижньої і верхньої сторін несучої поверхні дозволяє знайти різницю тиску

=.

По відомому розподілу по поверхнях та обчисленим в контрольних точках векторам нормалей шляхом підсумовування по всім дільницям поверхонь одержуються коефіцієнти сил та моментів.

Застосування гвинтового рушія, при якому він може вважатися ізольованим, зустрічається рідко. В рамках теорії потенційних течій для моделювання інтерференції в складних конфігураціях типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило” використовується блочно-ітераційний метод, що дозволяє застосовувати різні розрахункові методи для моделювання різних елементів конфігурації: метод дискретних вихорів для моделювання гвинтового рушія та панельний метод Моріно для моделювання тілесних елементів, в відповідності з яким розглядається інтегральне подання розв’язання диференційного рівняння Лапласа для потенціалу збурених швидкостей. При ітераційному моделюванні обтікання комбінації “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило” урахування інтерференції здійснюється через умову непротікання твердих поверхонь:

- в контрольних точках панелей – з урахуванням збурених швидкостей від вихрової системи гвинтового рушія;

- в контрольних точках на поверхнях гвинтового рушія - з урахуванням збурених швидкостей від тілесних елементів.

В третьому розділі приводиться блок-схема та характеристики робочих програм розрахунку, комплексу графічних програм. Наголошується на важливості раціонального вибору параметрів розрахунку, оскільки надмірне розбиття на поверхнях та малий часовий крок значно збільшує тривалість виконання розрахунку, а мале розбиття та великий часовий крок можуть призвести до великої похибки одержуваних результатів. Дослідження проводилися за наступною схемою:

- визначення міри дискретності та розрахункового часового інтервалу для одержання сумарних аеродинамічних характеристик ізольованого гвинта;

- визначення параметрів рахунку для одержання розподілених і сумарних аеродинамічних характеристик несучих поверхонь в сліді за гвинтовим рушієм.

В результаті досліджень встановлено, що для одержання сумарних аеродинамічних характеристик ізольованого гвинта необхідно використати розбиття по хорді лопаті n3, розбиття по розмаху лопаті N4, величина розрахункового часового інтервалу вибирається в залежності від кількості лопатей, з яких складено гвинт. Для вивчення сумарних аеродинамічних характеристик несучіх поверхонь в сліді за гвинтовим рушієм значення n/=3 та вважаються достатніми для одержання високої точності розрахунку; при визначенні розподілених аеродинамічних характеристик по несучім поверхням необхідно враховувати значення розбиття як по хорді (n3), так і по розмаху (N 8).

Вироблено рекомендації з дискретизації елементів літального апарата, що мають кінцеву товщину, порівнянням дальнього і середнього поля швидкостей, отриманих у результаті розрахунку навколо сфери одиничного радіуса, з відомим аналітичним рішенням для ідеальної нестисливої рідини. Використання аналітичного рішення не несе в собі систематичні і випадкові помилки, властивим експериментальним даним. Зроблено висновок, що дослідження в чисельному експерименті складної взаємодії струменів від повітряних гвинтів з мотогондолою, крилом, оперенням вимагає набагато підвищені вимоги до ступеня апроксимації поверхні елементів літального апарату панелями.

Працездатність створеної методики обґрунтовується порівнянням розрахунків з результатами фізичних експериментів та відомими розрахунками інших авторів для широкого класу аеродинамічних тіл: крил різних подовжень, гвинтових рушіїв з різними геометричними та кінематичними параметрами (приклад наведено на рис. 1).

Рис. 1. Схема комбінації механізованого крила з однорядними ГР та порівняння результатів розрахунку за пропонованою методикою з експериментальними даними

При рішенні задач в нелінійній нестаціонарній постановці виникають труднощі, обумовлені значним збільшенням часу розрахунку. Це призвело до необхідності дослідження підходів по його скороченню.

Досліджено неврахування дальнього вихрового сліду на комбінації, що знаходилася в потоці з U==0,24 та =5 та складалася з двох трилопатевих повітряних гвинтів та несучої поверхні, при обчисленні навантажень на несучій поверхні, і знесення сліду по швидкості набігаючого потоку. Встановлено, що при віддаленні сліду на відстань 2R зміни в аеродинамічних характеристиках несучої поверхні не перевищують 1% відносно усталених значень, тому його неврахування не призводить до великої похибки, а потрібний час розрахунку зменшується в два рази при куті проворота гвинтів . Таким чином, неврахування дальнього вихрового сліду дозволяє суттєво скоротити потрібний час розрахунку без втрати точності.

В четвертому розділі приведені дослідження впливу геометричних та кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила, поле миттєвих індуктивних швидкостей. Досліджено вплив струменя від гвинтових рушіїв на розподіл аеродинамічного навантаження по прямокутному крилу, складеному з несиметричних профілів. Наприклад, крило знаходилося в потоці з кутом атаки =5, однорядний гвинтовий рушій складався з 6 лопатей (комбінація №1), співвісний гвинтовий рушій мав 4 лопаті в передньому та 3 в задньому ряді (комбінація №2). Кут установки крила щодо осі обертання гвинта . В результаті досліджень отримані сумарні і розподілені аеродинамічні характеристики гвинтового рушія і крила, вихрові структури і поля швидкостей при різних значеннях коефіцієнтів тяги гвинтового рушія. Проведені дослідження дозволили визначити вплив режиму роботи гвинтового рушія на характеристики крила. Збільшення коефіцієнта тяги приводить до росту нормальної сили на крилі. Реалізується лінійна залежність коефіцієнта нормальної сили від коефіцієнту тяги В при малих її значеннях. При збільшенні коефіцієнта тяги темп росту Су знижується.

Дослідження виявило принципово різний характер розподілу аеродинамічного навантаження по крилу (рис. 2), що пов`язано з великим ступенем закрутки потоку за однорядним, та практично відсутньою закруткою потоку за співвісним гвинтовим рушієм (рис. 3).

Рис. 2. Розподіл безрозмірного навантаження по розмаху крила

однорядний гвинтовий рушій | співвісний гвинтовий рушій

Рис. 3. Поле швидкостей за гвинтовим рушієм

ля несучих систем з однорядним гвинтовим рушієм ріст режиму роботи гвинта приводить до збільшення моменту крену комбінації, в той час, як збільшення крену в несучих системах з співвісним гвинтовим рушієм не спостерігається (рис. 4).

Рис. 4. Залежність коефіцієнта крену від коефіцієнта тяги гвинтового рушія

Дослідження виносу однорядного гвинтового рушія у вертикальній площині на аеродинамічні характеристики крила показали, що найвищий приріст нормальної аеродинамічної сили на крилі від інтерференції гвинта відбувається при відносному виносі гвинта в межах від –0,1 до –0,3. Це відповідає розташуванню крила нижче осі обертання ГР. Приклад зміни коефіцієнта нормальної сили крила () у залежності від для різних значень коефіцієнтів тяги (В) приведений на рис. 5.

Рис. 5. Залежності коефіцієнта нормальної сили крила від вертикального виносу гвинтового рушія

Дослідження виносу співвісного гвинтового рушія у вертикальній площині на аеродинамічні характеристики крила показали, що найвищий приріст нормальної аеродинамічної сили на крилі від інтерференції гвинта відбувається при відносному виносі гвинта в межах від –0,0 до 0,2. Це відповідає розташуванню крила вище осі обертання ГР. Приклад зміни коефіцієнта нормальної сили крила () у залежності від для різних значень коефіцієнтів тяги (В) приведений на рис. 6.

Рис. 6. Залежності коефіцієнта нормальної сили крила від вертикального виносу ГР

Величина приросту (Су) в обох випадках також залежить від режиму роботи гвинта. Перевод гвинта на більш завантажені режими дозволяє одержати великі значення нормальної сили на крилі.

роведені дослідження впливу гвинтового рушія на крила різного подовження дозволили зробити висновок про вплив подовження крила на його характеристики. Залежність нормальної сили крила, що обдувається гвинтовим рушієм, від його подовження носить характер, близький до лінійного (рис. 7).

Рис. 7. Залежність коефіцієнта нормальної сили крила від його подовження

Для виділення особливостей аеродинамічного навантаження крила, що обдувається гвинтовим рушіем, проведене порівняння результатів розрахунку по методу дискретних вихрів і панельному методу Морино коефіцієнтів нормальної сили перерізів прямокутного незакрученого крила подовженням =3.6, складеного із симетричних профілів, що знаходилось в потоці ідеальної нестисливої рідини під кутом атаки 5о (рис. 8) і порівняння залежностей коефіцієнтів піднімальної сили від кута атаки того ж крила. По МДВ крило моделювалося нескінченно тонкою несучою поверхнею, у панельному методі крило мало кінцеву товщину ( =12%).

Рис. 8. Розподіл по розмаху коефіцієнтів нормальної сили перерізів крила

Слід зазначити добрий збіг розрахункових даних (особливо розподілених), отриманих різними методами. Отже, основні аеродинамічні макроефекти на несучий системі літака в першому наближенні можливо досліджувати на тонких несучих поверхнях. Застосування панельного методу доцільно в тому випадку, коли число досліджуваних комбінацій невелика і потрібна деталізація картини розподілу аеродинамічного навантаження.

На рис. 9 – 10 представлені розрахунковий розподіл коефіцієнта нормальної сили перерізів того ж крила, що обдувалося струменями від однорядного і співвісного гвинтів однакового діаметра. Представлені на графіках залежності отримані по МДВ (суцільна лінія з трикутниками), методу Б.Локтева (суцільна лінія з квадратиками), пропонованому методу (суцільна лінія).

Рис. 9. Розподіл по розмаху коеффіціента нормальної сили перерізів крила, що обдуваеться однорядним гвинтовим рушієм

Рис. 10. Розподіл по розмаху коефіцієнта нормальної сили перерізів крила, що обдувавається співвісним гвинтовим рушієм

Аналіз представлених залежностей дозволяє зробити наступні висновки:

-

-

Працюючий на високому режимі гвинтовий рушій впливає на епюри тисків різних перерізів. Характер розподілу тиску в перерізах крила істотно відрізняється, що обумовлено суттєвим закрученням потоку за однорядним гвинтовим рушієм. Ступінь цього закручення потоку залежить від режиму роботи гвинтового рушія, чим більше коефіцієнт тяги В, тим закрученість струменя вище, тим істотніше розрізняються умови роботи різних перерізів крила.

Встановлено, що зміна режиму роботи гвинтових рушіїв призводить до зміни аеродинамічних характеристик не тільки крила, але, здебільшого, горизонтального оперіння. Причиною нестабільності аеродинамічних характеристик горизонтального оперіння є деформовані крилом струмені від гвинтових рушіїв, наслідком - розбалансування літака, що особливо сильно виявляється в каналі тангажу.

На рис. 11 представлені результати дослідження впливу відхилення механізації крила на коефіцієнт моменту тангажа досліджуваної несучої системи, отримані за методом Б.Локтева, у якому деформація струменів від гвинтового рушія крилом не враховувалася (суцільна лінія з трикутниками), і пропонованому методу (суцільна лінія).

ис. 11. Моментні характеристики несучої системи

еврахування деформації струменів від гвинтового рушія крилом у методі Б.Локтева призводить до неточного визначення їхнього положення щодо оперіння, і, як наслідок, до неточного визначення моментних характеристик. Пропонований метод позбавлений цього недоліку, і може бути використаний в більш широкій області відхилень механізації крила, взаємного розташування крила й оперіння.

Досліджувалося компонування літака, що характеризується застосуванням двох крил великого подовження, розташованих за схемою “тандем”, і класичного хвостового оперіння. Тандемні консолі крил з'єднуються подовженими мотогондолами, що дозволяє полегшити конструкцію самого крила, підвищити жорсткість самого крила, підвищити його жорсткість на крутіння і вирішити проблему розміщення необхідної кількості палива. Крила мали разнознаковый кут поперечного V, задня консоль має деяке перевищення над передньою для зменшення шкідливої інтерференції. Для приклада, (рис. 12) представлені розподіли коефіцієнта нормальної сили перерізів другого плану тандемного крила при різних значеннях перевищення задньої консолі над передньою і рівних кутах установки консолей. Для негативного перевищення задньої консолі над передньою характерно попадання струменів від гвинтових рушіїв на верхню поверхню задньої консолі, що викликає збільшення коефіцієнтів нормальної сили перерізів задньої консолі тандемного крила.

Рис. 12. Розподіл по розмаху коефіцієнтів нормальної сили перерізів задньої консолі тандемного крила

Незважаючи на властиві тандемній схемі недоліки, такі як, збільшеним аеродинамічним опором і моментом інерції, збільшеним балансировочним опором, технічні можливості сучасної авіації, необхідність виконання специфічних тактико-технічних вимог дозволяють успішно реалізувати літаки подібної схеми. Використання запропонованого методу дозволить вибрати раціональні параметри несучої системи, виявити основні аеродинамічні особливості з обмеженим застосуванням дорогих експериментальних методів, мінімізувати негативну інтерференцію, властиву тандемній схемі.

ВИСНОВКИ

1. Розроблено метод розрахунку аеродинамічних характеристик літаків із гвинтовими рушіями, що використовує підходи методів дискретних вихрів та панельного методу Морино, при цьому взаємодія елементів з кінцевою товщиною з нескінченно тонкими здійснюється в блочно-ітераційному методі через умову непротікання твердих поверхонь. Пропонований метод дозволяє більш повно, у порівнянні з існуючими раніше, враховувати аеродинамічні особливості літаків короткого зльоту та посадки з гвинтовими рушіями, проводити комплекс параметричних дослідженнь.

2. Вірогідність розробленого методу розрахунку підтверджується задовільним збігом результатів розрахунку з даними фізичного і чисельного моделювання інших авторів для широкого класу аеродинамічних тіл: крил різних подовжень, гвинтових рушіїв з різними геометричними і кінематичними параметрами, комбінації гвинтових рушіїв і механізованого крила.

3. Дослідження впливу режиму роботи гвинтового рушія на характеристики крила показали, що збільшення режиму роботи гвинтового рушія приводить до росту нормальної сили на крилі. Причому на високих режимах роботи гвинта, при В=4.0-5.0, темп росту нормальної сили помітно знижується. Розподіл навантаження по розмаху крила, що обдувається струменем від однорядного та співвісного гвинтового рушія, істотно різний. Це викликано закрученням потоку за однорядним гвинтовим рушієм, у той час як за співвісним потік практично незакручений. Дослідження моментних характеристик показали, що коефіцієнт режиму роботи повітряного гвинта впливає на величину моменту крену для однорядного гвинтового рушія.

4. Дослідження вертикального виносу гвинтового рушія показало, що для однорядного гвинта максимальний приріст нормальної сили крила відповідає розташуванню гвинта вище площини крила. Для співвісного гвинтового рушія максимальний приріст нормальної сили відповідає розташуванню гвинта в площині крила. Дана інтерференція викликана особливостями проходження вихрової пелени від гвинтового рушія і зміною місцевих кутів атаки в перерізах крила.

5. Проведено дослідження з впливу подовження крила на розподілення навантаження по розмаху. Встановлено, що коефіцієнт нормальної сили крила лінійно залежить від його подовження, для комбінації з однорядним гвинтовим рушієм, даний приріст трохи більше, ніж для комбінації зі співвісним гвинтом. Зі збільшенням подовження приріст нормальної сили на крилі зменшується, для комбінації з однорядним гвинтом збільшується момент крену.

6. Зняття припущення про нескінченну тонкість несучих поверхонь дозволяє розраховувати докладну картину розподілу тиску по поверхні крила, фюзеляжу, місць їхнього зчленування. Знання характеру розподілу тиску, у свою чергу, дає можливість обліку стисливості повітря в лінійній постановці, по напівемпіричних залежностях або по більш складним теоріям; дає можливість обліку впливу в'язкості повітря шляхом розрахунку параметрів примежового шару та організації так званої “в'язкої-нев'язкої взаємодії”.

7. Запропонований метод позбавлений недоліку методу Б.Локтева, у якого струмінь від гвинтів не деформувався, що приводить до неточного визначення положення струменів від гвинтів щодо оперіння, і може бути використаний в більш широкій області відхилень механізації крила, взаємного розташування крила й оперіння.

8. Проведені параметричні дослідження з вибору раціонального місця розташування і геометричних параметрів крила і горизонтального оперіння дозволяють зменшити матеріальні витрати і терміни одержання необхідної інформації як при проектуванні нових, так і для поліпшення аеродинамічних характеристик існуючих літаків із гвинтовими рушіями.

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ ПРАЦЬ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1.

2.

3.

4.

5.

6.

АНОТАЦІЯ

Новіков А.О. Вплив гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики несучої системи літака. – Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук по спеціальності 05.07.01 – Аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів. – Національний аерокосмічний університет імені М.Є.Жуковського, “ХАІ”, Харків, 2005.

Дисертацію присвячено розробці методу розрахунку та отриманню закономірностей зміни аеродинамічних характеристик літаків з гвинтовими рушіями. В роботі знаходить свій подальший розвиток метод дискретних вихорів з замкнутою вихровою рамкою як дискретною особливістю та панельний метод Моріно. Досліджено вплив струменів від гвинтових рушіїв на розподілені та сумарні аеродинамічні характеристики крила. Досліджено вплив на моментні характеристики літака зміни режиму роботи гвинтових рушіїв, відхилення механізації крила. Запропонований метод може бути використаний в більш широкій області відхилень механізації крила, взаємного розташування крила й оперіння, ніж вже існуючі методи. Основні результати роботи впроваджені в Державному Авіаційному Науково-випробувальному Центрі (ДАНВЦ), двох науково-дослідних работах (НДР) та в учбовому процесі Харківського університету Повітряних Сил (ХУ ПС).

Ключові слова: математичне моделювання, гвинтовий рушій, метод дискретних вихорів, панельний метод, аеродинамічні характеристики.

АННОТАЦИЯ

Новиков А.А. Влияние винтовых движителей на аэродинамические характеристики несущей системы самолета. – Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.01 – Аэродинамика и газодинамика летательных аппаратов.

– Национальный аэрокосмический университет имени Н.Е.Жуковского, “ХАИ”, Харьков, 2005.

иссертация посвящена разработке метода расчета и получению закономерностей изменения эродинамических характеристик самолетов с винтовыми движителями. В работе находит свое дальнейшее развитие метод дискретных вихрей с замкнутой вихревой рамкой как дискретной особенностью и панельный метод Морино. Взаимодействие элементов конечной толщины с бесконечно тонкими осуществляется в блочно-итерационном методе через условие непротекания твердых поверхностей. Достоверность разработанного метода расчета подтверждается удовлетворительным совпадением результатов расчета с данными физического и численного моделирования других авторов для широкого класса аэродинамических тел. сследовано влияние струй от винтовых движителей на распределенные и суммарные аэродинамические характеристики крыла. Показано, что увеличение режима работы винтового движителя приводит к росту нормальной силы на крыле, причем на высоких режимах работы винта, темп роста нормальной силы заметно снижается. Распределение нагрузки по размаху крыла, которое обдувается струей от однорядного и соосного винтового движителя, существенно различное. Это вызвано закруткой потока за однорядным винтовым движителем, в то время как за соосным поток практически незакручен.

Проведены исследования по влиянию удлинения на распределение нагрузки по размаху крыла. Установлено, что коэффициент нормальной силы крыла линейно зависит от его удлинения, для комбинации с однорядным винтовым движителем данный прирост несколько больше, чем для комбинации с соосным винтом. С увеличением удлинения прирост нормальной силы на крыле уменьшается, для комбинации с однорядным винтом увеличивается момент крена. Снятия предположения о бесконечной тонкости несущих поверхностей позволяет рассчитывать подробную картину распределения давления по поверхности крыла, фюзеляжа, мест их сочленения. Предложенный метод лишен недостатка метода Б.Локтева, в котором струя от винтов не деформировалась, что приводило к неточному определению положения струй от винтов относительно оперения, и может быть использован в более широкой области отклонения механизации крыла, взаимного расположения крыла и оперения. сследовано влияние на моментные характеристики самолета изменения режима работы винтовых движителей, отклонения механизации крыла. Проведенные параметрические исследования по выбору рационального местоположения и геометрических параметров крыла и горизонтального оперения позволяют уменьшить материальные затраты и сроки получения необходимой информации как при проектировании новых, так и для улучшения аэродинамических характеристик существующих самолетов с винтовыми движителями. сновные результаты работы реализованы в Государственном Авиационном Научно-испытательном Центре (АНИЦ), двух научно-исследовательских работах (НИР) и в учебном процессе Харьковского университета ВоздушныСил (ХУ ВС).

Ключевые слова: математическое моделирование, винтовой движитель, метод дискретных вихрей, панельный метод, аэродинамические характеристики.

ANNOTATION

Novikov A.A. Propulsion propeller influence on aerodynamic characteristics of a plane lifting system. - the Manuscript.

The dissertation on competition of a scientific degree of tech.sci.cand. on a speciality 05.07.01 – aircraft aerodynamics and gasdynamics.

- National Aerospace university named by N.E.Zhukovskiy, “KHAI” , Kharkov, 2005.

The dissertation is devoted to the development of the regularity calculation and acguisition method to change aerodynamic characteristics of planes with propulsion propellers. In this work the further development of the method of the discrete vortex with a closed vortical frame as a discrete feature and Morino panel method are described. The influence of propulsion propeller sprays on the distribution and total aerodynamic characteristics of a wing is investigated. The researches of influence on the aircraft moment characteristics, the changes of propulsion propeller regime, the wing devices deviations are investigated. The offered technique can be used in a wider area of the wing devices deviations, the wing and empennaqe relative position as compared with the existing techniques. The basic results of this work is realized in a State Aviation Experience Centre (SAEC), two research papers (RP) and in educational process of Kharkov Air Force University (KhaFU).

Key words: mathematic modelling, propulsion propeller, discrete vortex method, panel method, aerodynamics characteristics.

Формат 60 84 1/16. Бум. офс. №2. Офс. печ.

Уч.-изд. л. 1,0. Т. 100 экз. Заказ .

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского“

Харьковский авиационный институт”

61070, Харьков-70, ул. Чкалова, 17

Издательский центр “ХАИ”

61070, Харьков-70, ул. Чкалова, 17

izdat@khai.edu