CC BY
84
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXVI 1995 № 3-4
УДК 629.735.33.015.3: 533.695.12.
ОПТИМИЗАЦИЯ КОНФИГУРАЦИИ КРЫЛО - ФЮЗЕЛЯЖ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПОЛЕЗНОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
Т. М. Лритуло, В. В. Хлевной, В. А. Яковлева
Были проведены численные и экспериментальные исследования аэродинамических характеристик комбинации крыла с расположенным под ним фюзеляжем. Оказалось, что благоприятная интерференция крыла с телом позволяет увеличить максимальное значение аэродинамического качества К путем простых деформаций поверхности фюзеляжа. Показано, что полезная интерференция вызывает также появление областей резкого торможения потока с почти равномерным распределением скоростей по размаху на ниЖней поверхности крыла, что создает благоприятные зоны для размещения плоских воздухозаборников.
Исследуется сверхзвуковое обтекание конфигурации треугольного крыла и фюзеляжа, расположенного под ним. Отметим, что на возможность оптимизации форм летательных аппаратов за счет полезной интерференции крыла и тела под ним впервые указал Ферри [1]. Предложенная в настоящей работе базовая конфигурация, которая впоследствии оптимизируется, представляет собой треугольное крыло с расположенным под ним полуконусом, причем передние кромки крыла лежат на поверхности конического скачка, создаваемого этим круговым конусом. В работе [2] показано, что полезная интерференция достигает своего максимального значения, если и фюзеляж и крыло имеют звуковые задние кромки (линия АВСБЕ на рис. 1, а). Форма летательного аппарата, рассчитанная в [2], оказалась конструктивно неудобной, но тем не менее она может рассматриваться как носовая часть комбинации треугольного крыла с фюзеляжем.
Целью настоящей работы является использование эффекта благоприятной интерференции между полуконусом и консолями крыла. Найден способ рационального продолжения поверхностей фюзеляжа и крыла вниз по потоку от звуковой линии, которая ограничивает высокоэффективную часть конфигурации. В этом случае коническая по-
з
верхность фюзеляжа преобразуется в цилиндрическую с образующей, параллельной линии пересечения поверхности крыла с вертикальной плоскостью. Затем полученная форма фюзеляжа оптимизировалась, использовались точные решения уравнений Эйлера. Обнаружилось, что правильно подобранные деформации его поверхности, увеличивая объем фюзеляжа, одновременно увеличивают также и значение аэродинамического качества К. ■
После определения оптимальной формы и ее значения К была предпринята попытка упрощения формы в конструкторских целях. С этой точки ^ зрения были выбраны простые формы верхней и нижней
Рис. 1. общий вид конфигурации поверхностей конфигурации.
Вследствие этого значение качества К уменьшилось очень незначительно по сравнению с оптимальным случаем. Затем были рассмотрены две конфигурации, имеющие одинаковые крылья и одинаковое распределение площадей поперечных сечений. Первая конфигурация характеризуется нижним положением фюзеляжа, а вторая имеет осесимметричный фюзеляж. Расчеты показали, что первая конфигурация предпочтительнее второй при данном значении коэффициента подъемной силы су.
Численные расчеты полей течений вблизи приведенных выше конфигураций летательных аппаратов и поиски их оптимальных форм были выполнены по программе В. В. Коваленко и В. В. Хлевного [3], основанной на решении трехмерных уравнений Эйлера маршевым методом с использованием явной схемы Мак-Кормака второго порядка точности.
Были проведены экспериментальные исследования аэродинамических характеристик обеих форм. Эксперименты выполнены для конфигурации с углом стреловидности % = 70° и относительным миделем фюзеляжа *УПц(1 = 4,8% при числе Маха набегающего потока М00=4 (относительный мидель фюзеляжа — это отношение площади миделе-вого сечения к площади крыла). Максимальное значение аэродинамического качества К на 0,6 больше в случае несимметричного фюзеляжа, чем для осесимметричного. Таким образом, эксперименты подтвердили теоретические результаты.
Конус со звуковой задней кромкой создает области высокого давления на нижней поверхности крыла. Эти области на консолях крыла могут рассматриваться как места, удобные для расположения плоских воздухозаборников, что является еще одним важным преимуществом оптимальной конфигурации.
Оптимизация конфигурации крыло — тело. Задача оптимизации формы конфигурации крыло — тело решается в рамках теории идеального газа в случае сверхзвукового обтекания. Оптимизация выполняется в несколько последовательных этапов. Сначала оптимизируется форма конфигурации вблизи передней кромки. Эта область ограничена передними кромками треугольного крыла и характеристической поверхностью течения. Возмущения, возникающие ниже по потоку от этой характеристической линии (за исключением скачков уплотнения), не влияют на параметры течения в рассматриваемой области.
Пусть фюзеляж в этой области имеет форму кругового конуса. Крыло имеет угол У-образности у (рис. 1, б). Задние кромки крыла и конуса звуковые. Вначале рассмотрим крыло с нулевым углом атаки. Это позволит оценить положительное влияние поля течения около по-луконуса на крыло. Тогда для плоского крыла (ц/ = 0) величина К этого летательного аппарата равна 14,4, его коэффициент подъемной силы Су =0,068 для конуса с полууглом раствора 10° и числа Маха набегающего потока Мю = 4. Сравним это значение К с величиной качества плоской пластинки Кт при одном и том же значении коэффициента Су. Для плоской пластинки коэффициент подъемной силы Су вычис-
чин качества в данном случае К/Кт = 0,93. Зависимость между сопротивлением конфигурации, реализуемым на конусе, и ее подъемной силой изменяется с изменением угла У-образности V)/. При у = -15° получены следующие аэродинамические характеристики: су = 0,066,
К = 15,8 и К1Кпл =1.
Теперь рассмотрим влияние угла атаки крыла. Можно получить рост отношения К/Клд > 1 отклонением консолей крыла так, чтобы возмущения от них не достигали полуконуса. Легко видеть, что при одинаковых значениях аэродинамического качества пластинки и данной конфигурации (К = Кпл) увеличение подъемной силы Асу вызывает вдвое меньшее увеличение сопротивления Дсх на консоли крыла в случае крыла с фюзеляжем по сравнению с плоской пластинкой. Это происходит потому, что первоначально подъемная сила в этом случае была получена при нулевом угле атаки.
На величину качества К также благоприятно влияет создание некоторого разрежения на верхней поверхности фюзеляжа. Если поперечное сечение имеет форму, как показано на рис. 1, б, то на верхней поверхности фюзеляжа появляются отрицательные углы атаки -ос. В результате аэродинамическое качество элемента треугольного крыла при
угле атаки консоли ос = 5° в 1,5 раза больше, чем у плоской пластинки при том же значении коэффициента подъемной силы су.
Попытаемся так сконструировать поверхность конфигурации, чтобы сохранить достигнутый благоприятный эффект. Для этой цели следует выбрать соответствующий способ продолжения поверхности. Обозначим область конфигурации от ее носка до звуковой линии ABCDE как область / (см. рис. 1). Упомянутая выше линия была рассчитана как характеристическая линия поля течения вблизи конуса и треугольного крыла. Часть области I от передней кромки крыла до задней кромки конуса и до линий В — В' и D — D’будет в дальнейшем называться областью 1а. Характеристические линии В —В' и D — D' ограничивают ту часть консолей крыла, которая не влияет на конус. Затем поверхность фюзеляжа вниз по потоку от задней кромки первоначальной конфигурации продолжается цилиндром. Образующая цилиндрической поверхности параллельна линии пересечения консоли крыла с вертикальной плоскостью симметрии. Поверхность крыла вниз по потоку от линии ABCDE будет иметь тогда тот же угол атаки, что и консоли крыла перед этой линией.
Верхняя поверхность фюзеляжа образована двумя плоскостями с изломом в сечении Зс = 0,54. Это сечение получено из условия расчетного режима обтекания при Мм = 4 (передние кромки крыла лежат на поверхности создаваемого круговым конусом с полууглом раствора 10° конического скачка). Фюзеляж за сечением Зс = 0,54 принимает целиком цилиндрическую форму.
Расчеты показывают, что такая конфигурация имеет большее сопротивление, чем плоское крыло той же формы в плане. Давление на нижней поверхности фюзеляжа резко падает при переходе вниз по потоку от конуса через звуковую линию. Давление на крыле вблизи цилиндрического фюзеляжа также существенно меньше его значения в области I. Причиной этого эффекта является внезапное скачкообразное уменьшение угла наклона поверхности. Для увеличения значения аэродинамического качества было предложено изменить угол наклона поверхности фюзеляжа, при этом были выбраны следующие несложные деформации:
1. Увеличение угла наклона поверхности фюзеляжа за линией перехода конус — цилиндр (область II).
2. Увеличение угла наклона поверхности фюзеляжа далее вниз по потоку (область III).
Линии BF и DF, разграничивающие области II и III, представляют собой характеристики невозмущенного поля течения, составляющие с
плоскостью симметрии угол 8 = arcsin—i— (Мк = 4).
М.
Результат интересен тем, что, несмотря на увеличение объема фюзеляжа, обусловленное локальным изменением угла наклона его поверхности до 4°, значение аэродинамического качества К оказалось больше, чем для первоначальной конфигурации.
На рис. 2 показаны графики, демонстрирующие влияние указанных деформаций на величину качества. Верхняя кривая представлена для сравнения, и она демонстрирует значение качества в зависимости от су для плоской пластинки. Нижняя кривая соответствует нашей первоначальной конфигурации (коническое тело переходит в цилиндр после звуковой линии). Четыре светлых кружка представляют расчетные точки деформации поверхности в области II. Эти деформации вызывают увеличение объема. Цифры на рис. 2 обозначают вариации углов наклона цилиндрической поверхности относительно скорости набегающего потока. Видно, что увеличение объема тела, обусловленное ростом местных углов наклона поверхности в области II, вызывает незначительный рост аэродинамического качества в сравнении с первоначальной конфигурацией.
Угол атаки крыла этого летательного аппарата также варьировался в области 1а. Оптимальный угол отклонения оказался равным приблизительно 2,4°. Одна из расчетных точек представлена на рис. 3, где цифры указывают на увеличение угла наклона для несимметричного фюзеляжа в областях 1а, II и III соответственно. Затем для сравнения был выбран осесимметричный фюзеляж с распределением площадей поперечных сечений, соответствующим точке расчетной деформации (2,4°—4°—2°), и коэффициентом подъемной силы су = 0,107. Кривые зависимости коэффициента К как функции су представлены на рис. 3: верхняя кривая соответствует плоской пластинке и нижняя кривая представляет рассчитанную конфигурацию с осесимметричным фюзеляжем. Видно, что нижнее расположение фюзеляжа имеет дополнительное сопротивление (в сравнении с плоской пластинкой) в 3,5 раза меньше, чем для осесимметричного фюзеляжа с тем же распределением площадей поперечных сечений.
Этот результат указывает на возможность значительного уменьшения сопротивления конфигурации крыло — тело путем переноса всего
11
12
10
К
>•
0,08
0,09
0,10
0,11 Су
Рис. 2. Влияние деформации поверхности в области II на величину аэродинамического качества
Рис. 3. Выбор оптимальной деформации поверхности и сравнение конфигураций с симметричным и несимметричным фюзеляжем
фюзеляжа на нижнюю поверхность крыла и использования эффекта положительной интерференции крыла и тела. Кроме того, нижнее положение фюзеляжа позволяет создать зоны повышенного давления на нижней поверхности крыла. В соответствии с асимптотической теорией при гиперзвуковых скоростях сопротивление конфигурации падает существенно при наличии воздухозаборников (если не принимать во внимание собственное сопротивление воздухозаборника). Это происходит из-за роста коэффициента давления ср на входе в двигатель. Таким образом, существенный рост давления на нижней поверхности крыла оказывается очень полезным для аэродинамического конструирования. Этот результат был обнаружен первоначально в процессе исследования течения в области I [2]. Для угла консоли а = 0 подъемная сила полностью создается нижней поверхностью, и давление на этой поверхности почти вдвое больше давления на плоской пластинке с тем же значением аэродинамического качества.
Результаты, представленные на рис. 2, 3, относятся к конфигурации крыло — тело с фюзеляжем, имеющим относительный мидель 5пш1 = 3,4%. Обычно на практике требуются бблыпие значения этой величины. Для увеличения значения относительного миделя фюзеляжа следует продолжить часть фюзеляжа, относящуюся к области I. Из этих соображений точка пересечения конуса со звуковой линией выбрана на отрезке хорды 0,675 (в сравнении с 0,54 первоначально), и относительный мидель фюзеляжа стал больше. Затем для носовой части тела был выбран эллиптический конус вместо кругового. В этом случае правильно подобранное соотношение осей эллипса позволяет получить рост коэффициента качества К. В результате оказалось, что оптимальная конфигурация имеет сложную форму фюзеляжа и неплоскую поверхность крыла. Также варьировалась форма крыла в плане и его угол У-образности у. Для полученной конфигурации было проведено сглаживание поверхности. Этот процесс контролировался расчетами, с тем чтобы сглаживание не вызывало заметного уменьшения аэродинамического качества. Верхняя и нижняя поверхности крыла становятся при этом плоскими, а в качестве профиля консолей выбирается клин.
Для испытаний в аэродинамической трубе были изготовлены две модели: одна — с фюзеляжем, размещенным на нижней поверхности крыла, а другая — с осесимметричным фюзеляжем с тем же распределением площадей поперечных сечений (рис. 4, а и б). Оптимальная форма фюзеляжа, полученная из расчета, была задана тремя сечениями х = 115; 270 и 400 мм.
Ниже приводятся координаты этих сечений:
х = 115 мм
1, мм 0 0,79 1,59 2,38 3,18 4,37 5,57 6,78 8,0
у, мм 15,14 15,13 15,09 15,03 14,94 14,76 14,52 14,21 13,84
9,2 10,8 12,0 13,56 14,68 15,74 17,04 18,13 18,59
13,38 12,65 12,0 10,98 10,09 9,09 7,58 5,89 4,98
г, мм 0 1,75 2,62 4,36 6,11 7,86 9,6 11,35
у, мм 30,75 30,7 30,64 30,45 30,17 29,31 29,37 28,84
13,09 14,84 16,58 17,46 19,20 20,95 22,69 24,44 27,06
28,26 27,6 26,89 26,52 25,73 24,9 24,03 23,13 21,72
28,80 31,42 34,04 36,66 39,28 41,9 43,64
20,74 19,23 17,68 16,09 14,46 12,81 11,69
х = 400 мм
г, мм 0 1,75 3,49 5,24 6,98 9,6 11,35 13,09
у, мм 37,56 37,51 37,37 37,14 36,82 36,18 35,66 35,07
14,84 16,58 17,46 19,20 20,95 22,69 24,44 25,31 27,06
34,42 33,71 33,33 32,55 31,72 30,85 29,94 29,48 . 28,53
28,80 31,42 34,04 36,66 39,28 41,9 43,64
27,56 26,05 24,49 22,90 21,28 19,62 11,69
Поверхность является конической от носка до сечения X = 115 мм. Затем от этой точки до сечения х = 270 мм поверхность воспроизводится линейной интерполяцией в плоскости вдоль оси конуса. Ось конуса совпадает с линией пересечения нижних поверхностей консолей крыла. В дальнейшем от сечения х = 270 мм до х = 400 мм точки поперечных сечений соединяются прямыми линиями, угол наклона которых к оси конуса равен 3°. Для этих испытуемых моделей относительный мидель фюзеляжа составлял = 4,8%.
Экспериментальное значение качества К на. 0,15 больше его расчетного значения для рассчитанного коэффициента подъемной силы су = 0,107.
Рис. 4. Модели для эксперимента
Экспериментальные результаты представлены графически на рис. 5 и 6: кружки соответствуют несимметричному фюзеляжу, а крестики — симметричному. Видно, что максимальное значение аэродинамического качества на 0,6 больше для несимметричного фюзеляжа по сравнению с осесимметричной формой. В этом случае коэффициент подъемной силы сУа в скоростной системе координат, соответствующий максимальному значению К, также возрастает (приблизительно на 10%).
Рис. 5. Экспериментальные результаты по Рис. 6. Экспериментальные результа-
определению аэродинамического качества ты по определению коэффициента
моделей К в зависимости от коэффици- подъемной силы сУа в зависимости
ента подъемной силы суа от а
При угле атаки а = 5° были вычислены на поверхностях крыла и фюзеляжа коэффициент давления ср и угол т между вектором скорости на поверхности и линией пересечения тангенциальной плоскости и плоскости симметрии. Пусть корневая хорда 1фыла равна 1, тогда графики на рис. 7 соответствуют точке на отрезке хорды х = 0,45. Скорости на поверхности фюзеляжа и вне его сохраняют практически одну и ту же величину и направление на значительном расстоянии. Коэффициент давления ср приблизительно в 2,5 раза больше по сравнению с профилем под тем же углом атаки.
Рис. 7. Расчет по размаху в сечении х = 0,45 коэффициента давления ср и угла разворота скорости т
Расчеты поля давления показывают, что его величина слабо меняется на значительном расстоянии от поверхности крыла. Видно, что в области возможного расположения воздухозаборников поток близок к равномерному.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ferre A., Clarke J., Ting L. Favorable interference in lifting systems in supersonic flow // J. Aeron. Sci. 24. — 1957, N 11, 791-804.
2. Притуло Т. М. Оптимальные формы волнолетов с полуконусом на нижней поверхности // Труды ЦАГИ. — 1995. Вып. 2575.
3. Kovalenko V. V., Khlevnoy V. V. Complex of computer codes for calculation the supersonic flow field over vehicles // Proceedings of the Second China — Russian Symposium on Aerodynamics. — 1992, Beijing, C.A.E.
Рукопись поступила 20/VI 1994 г.
