Аэродинамическая интерференция воздушных винтов и планера двухдвигательного самолета

1.История и современное состояние вопроса.

Первое научное исследование аэродинамической интерференции было проведено, по-видимому, Рэнкином [74] в 1865 г. Предметом изучения Рэнкина являлись соотношения тяги гребного винта и сопротивления корпуса судна, полученные им в опытах как над изолированными винтом и корпусом, так и в составе комбинации «винт-тело».

Появление первых самолетов, имевших значительную величину отношения миделя моторной гондолы к диаметру воздушного винта, стимулировало интенсификацию исследований взаимного влияния воздушного винта и расположенного в его ближней окрестности тела. Для использовавшихся в то время силовых установок наиболее существенным оказалось взаимное влияние винта и моторной гондолы (фюзеляжа). Тщательнейшие опыты в аэродинамической трубе над моделями моторных гондол с работающим воздушным винтом, проведенные Фэйджем, Коллинзом, Дюрэндом, Лесли и др., позволили дать количественную оценку такого влияния, понять механизм явления и установить доминирующие факторы. Полученные эмпирические материалы послужили основой создания полуэмпирической теории интерференции — теории кажущейся тяги и кажущегося сопротивления. Законченный вид эта теория приобретает в трудах Глауэрта [4]. Аналогичные подходы разрабатывались и отечественными учеными ИВ. Остославским, Д. В. Халезовым и В. С. Ведровым [38−40], которые использовали результаты экспериментальных исследований, проведенных в 30-е годы в винтовой секции ЭАО ЦАГИ.

Экспериментальное исследование даже такой простой комбинации, как «крыло-винт», оказалось значительно сложнее, чем исследование взаимного влияния винта и фюзеляжа. В испытаниях модели фюзеляжа с работающим винтом опыт, как правило, сводился к измерению осевых сил, действующих на винт и фюзеляж. В опытах над моделью крыла с винтом необходимо было получить значения, как минимум, трех компонент нагрузки, действующей на крыло, а также значение осевой силы винта.

Отмеченное усложнение эксперимента нередко приводило к тому, что полученные экспериментальные данные не позволяли сделать полезных выводов относительно влияния винта на крыло (см., например, работу [37]). Наибольшую трудность вызывало одновременное определение приращения лобового сопротивления крыла, обдуваемого струей винта, и тяги винта. Использовавшаяся методика испытаний предполагала выполнение ряда опера6 ций, в процессе которых неизбежно накапливалась высокая погрешность результатов. Сначала необходимо было получить величину лобового сопротивления с учетом обдувки путем вычитания тяги воздушного винта (как правило, многократно превосходящей сопротивление) из суммарной продольной силы. Затем определялось приращение лобового сопротивления как функция тяги. Это обстоятельство явилось причиной, по которой большое количество работ раннего периода исследований аэродинамической интерференции не содержит данных по изменению лобового сопротивления обдуваемых крыльев.

Наряду с изучением общих закономерностей явления обдувки [84,70] в аэродинамических лабораториях проводились работы, связанные с оптимизацией компоновки силовой установки на самолете. Особого внимания заслуживает серия исследований, проведенных Дональдом Вудом и его коллегами в исследовательском центре им. Лэнгли [85−88, 68, 81]. Вуд выбирает положение силовой установки на самолете из условия наивысшего «чистого» к.п.д. воздушных винтов. Все комбинации (варианты компоновки) сравниваются при одинаковом значении коэффициента подъемной силы. «Чистый» к.п.д. винтомоторной группы, предложенный Бетцем, — это к.п.д., вычисленный в предположении, что все изменения подъемной силы и лобового сопротивления компоновки, вызванные струями воздушных винтов, суммируются с соответствующими собственными нагрузками силовой установки.

Следующим шагом в исследовании аэродинамической интерференции воздушного винта и планера было изучение устойчивости и управляемости движения самолета с винтовыми движителями. Изучению поля течения у хвостового оперения, взаимодействующего со струей воздушного винта, посвящена, в частности, работа Вейля и Слимена [82]. Авторы работы провели испытания 27 моделей различных компоновок однодвигательных самолетов с тянущим воздушным винтом, обработали и удачно обобщили результаты испытаний в виде эмпирической зависимости изменения скоса потока у оперения, вызванного работой воздушного винта, в функции комбинации параметров, учитывающих особенности аэродинамической компоновки самолета и режим работы двигателя.

Изучению продольной устойчивости двухдвигательного самолета посвящены работы английских ученых Брайэнта и Мак Миллана [56]. На основании построенной по экспериментальным данным топологии течения в окрестности хвостового оперения авторами даются рекомендации по выбору положения горизонтального оперения, минимизирующего изменение продольной устойчивости при обдувке. 7.

В России заметных успехов в исследовании влияния воздушных винтов на устойчивость и летно-технические характеристики самолетов достигли И. В. Остославский, Г. С. Калачев, И. ШПарохин [28, 29].

Совершенствование техники и методики измерений, а также ренессанс интереса к взаимодействию воздушного винта и элементов планера самолета, связанный с созданием в 50-х — 60-х годах вертикально взлетающих летательных аппаратов и самолетов с укороченным взлетом и посадкой, позволил на качественно новом уровне получить практически важные результаты. Среди многочисленных исследований, проводившихся в эти годы, особо следует отметить работу Куна и Дрейпера [66], в которой авторами получены аэродинамические нагрузки, действующие на крыло в диапазоне углов атаки до 90°, а также нагрузки, действующие на винт (тяга, нормальная сила и продольный момент) в широком диапазоне изменения режимов работы винта. Ими же, возможно впервые, даны экспериментально полученные количественные оценки эксцентриситета тяги винтов, работающих вблизи несущего крыла.

В настоящее время, несмотря на весьма значительное усовершенствование техники и методики аэродинамических испытаний моделей с работающей силовой установкой, имеется очень небольшое число публикаций, посвященных исследованию рассматриваемой проблемы. Причина тому — особая сложность эксперимента, необходимость для его проведения специальной оснастки и прецизионных средств измерения и, как следствие, высокая стоимость эксперимента, превосходящая стоимость соответствующих испытаний без силовой установки в 5. 10 раз.

Тем не менее, экспериментальный метод исследования аэродинамической интерференции винтовой силовой установки и планера — это пока единственный путь получения достоверных ответов на комплекс практических вопросов аэродинамического проектирования самолета. По мнению Дитриха Кюхемана [25], «. главный недостаток существующих теорий состоит в том, что сами модели течений, допускающие теоретический анализ, слишком идеализированы. В действительности же, течения всегда существенно трехмерны и неоднороднынеоднородность может быть вызвана турбулентной струей (от воздушного винта, например) не вполне круглого сечения, положение которой относительно крыла и оперения в общем случае не всегда точно известно. Особо сложный случай представляет собой явление, когда несущая поверхность взаимодействует со струей не на начальном ее участке 8 где есть отчетливое ядро), а с дальней частью с развитым турбулентным течением. Это практически недоступная для численного моделирования область.» .

Среди экспериментальных исследований, выполненных в 60-е.70-е годы следует отметить выполненную в СибНИА работу Л. Н. Гольдбурта по изучению влияния обдувки на нескольких моделях много двигательных транспортных самолетов [11]. В работе, содержащей огромный объем экспериментальных данных по влиянию струй винтов на несущие свойства, продольную статическую устойчивость и эффективность органов управления моделей транспортного самолета, приведены и результаты измерений приращения лобового сопротивления на взлетно-посадочных режимах. Однако, использованные в работе оборудование и методика испытаний не обеспечили возможность корректных оценок изменения сопротивления и аэродинамического качества ни на взлетно-посадочных режимах, ни, тем более, на крейсерских.

Весьма значительный вклад в исследование проблемы аэродинамической интерференции воздушных винтов и элементов аэродинамической компоновки внесли ученые ЦА-ГИ: С. Я. Наумов, Е. М. Золотько, А. Н. Висков, А В. Петров, С. М. Белоцерковский, В. И. Бабкин, А. А. Борин, А. Л. Теперин, АЮ. Уджуху, Л. Н. Теперина [5−9, 36, 41−43, 47].

В работах последних лет заслуживает внимания исследование аэродинамических характеристик модели двухдвигательного самолета с крылом обратной стреловидности [71]. В работе получены зависимости коэффициента подъемной силы и момента тангажа по углу атаки для модели с работающей и неработающей силовой установкой, изменение эффективности руля высоты, вызванное струями воздушных винтов, а также спектры обтекания верхней поверхности модели в зависимости от режима работы винтов. Вероятно, по отмеченным выше причинам в работе отсутствуют материалы, характеризующие изменение лобового сопротивления модели с работающими винтами, а также изменение эффективности движителей, «работающих» в составе аэродинамической компоновки.

Наиболее близкой по предмету исследования настоящей работы является исследование Вильямса, Джонса и Ипа [83] модели двухдвигательного самолета с нестреловидным крылом при трех различных вариантах компоновки двигателей: мотогондолы с тянущими и толкающими винтами размещались на крыле, и с толкающими винтами на пилонах в кормовой части фюзеляжа. Варианты модели с толкающими винтами были испытаны с передним горизонтальным оперением. Испытания были проведены в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли с рабочей частью 9×18 м в диапазоне углов атаки до 65°. Режим работы модель9 ной силовой установки во время испытаний соответствовал режиму малого газа и режиму набора высоты. В работе проведено сравнение несущих свойств исследованных вариантов компоновки, сопоставление зависимостей момента тангажа по углу атаки модели с тянущими винтами, расположенными на крыле и толкающими винтами на пилонах для двух режимов работы двигателей. Приведенные данные свидетельствуют, что наивысшую несущую способность имеет схема с мотогондолами на пилонах. К очевидным недостаткам работы следует отнести полное отсутствие данных об изменении лобового сопротивления, аэродинамического качества, а также эффективности воздушных винтов. Не рассматривается эффективность механизации крыла сравниваемых вариантов компоновки. При анализе продольной статической устойчивости не разделены эффекты смещения аэродинамического фокуса от влияния струй и от влияния нормальной силы винтов. Полученные результаты работы позволяют оценить лишь некоторые особенности аэродинамических характеристик вариантов компоновки, но не дают возможности сделать какие-либо выводы относительно совершенства рассмотренных решений.

2. Эффекты аэродинамической интерференции.

Аэродинамическая интерференция воздушного винта и несущего или ненесущего тела являлась предметом исследований многочисленных работ, перечисленных в предыдущем разделе, а также [27,49,53,55,57−58,61,63−65,69,72,75−78,80,85,90]. Многообразие и сложность физических явлений, составляющих суть понятия «аэродинамическая интерференция», обусловили в подавляющем большинстве случаев необходимость расчленения основных эффектов и изучение их на схематизированных моделях.

В данной работе основное внимание уделено выявлению доминирующих факторов во взаимодействии воздушного винта и планера, а также количественной оценке их влияния на интегральные аэродинамические характеристики самолета и эффективность его винтового движителя.

Влияние струй воздушных винтов на крыло проявляется в изменении и перераспределении аэродинамической нагрузки по хорде и размаху. Рост скоростного напора в струе, либо перед винтом, приводит к повышению несущих свойств и снижению аэродинамического качества. Изменение распределения циркуляции по размаху крыла, появление в некоторых случаях резких изменений — скачков — циркуляции по линиям пересечения струй с поверхностью крыла сопровождается изменением индуктивного сопротивления, изменением скоса потока за крылом и в области расположения горизонтального оперения, смещением.

10 фокуса по углу атаки, изменением параметров продольной устойчивости. Деформация эпюры распределения давления по хорде профиля приводит к приращению моментов тангажа, изменению несущей способности крыла, изменению конфигурации и динамики развития зон срывного обтекания.

Аэродинамические характеристики воздушного винта, работающего в составе компоновки, отличаются от характеристик изолированного винта настолько, насколько элементы планера изменяют поле течения в окрестности винта. Например, толкающий винт, геометрия которого оптимизирована для работы в однородном потоке, в поле скоростей, создаваемых мотогондолой и следом, оставляемым несущей поверхностью, значительно (до 10%, согласно [83]) теряет коэффициент полезного действия. В случаях, когда крыло располагается вблизи работающего винта (впереди или позади), винт, как правило, обтекается скошенным негомоэнергетическим потоком. Скос потока изменяет эффективную поступь винта, что отражается как на коэффициентах тяги и мощности, так и на величине поперечной силы винта. Неоднородность осевой составляющей скорости в плоскости диска винта, создаваемая крылом на режимах ненулевой подъемной силы, приводит к смещению вектора тяги вверх или вниз по радиусу. Величина эксцентриситета тяги зависит от перепада давления на сторонах несущей поверхности и режима работы воздушного винта. Согласно данным, приведенным в работе Куна и Дрейпера [66], при взлетных значениях коэффициента В=1.5.2 и величине коэффициента подъемной силы СУаI эксцентриситет тяги достигает значения 3%.5% диаметра винта. Появление эксцентриситета тяги оказывает воздействие на устойчивость движения. Однако величина этого воздействия (смещение фокуса по углу атаки) обычно на порядок меньше влияния нормальной силы винта.

З.Особенности экспериментальной оснастки, используемой для изучения эффектов аэродинамической интерференции Сложность экспериментального исследования аэродинамической интерференции винтовых движителей и планера самолета обусловлена необходимостью измерения приращения аэродинамических нагрузок порядка малости ниже первого. В самом деле, ведь в таком опыте нужно определить не саму величину, например, подъемной силы от обдувки, а ее приращение для разных положений воздушного винта относительно крыла. Эта особенность накладывает свои требования как к экспериментальной оснастке и измерительным устройствам, так и к методике проведения эксперимента и обработке результатов.

В настоящее время испытания в аэродинамических трубах моделей с силовой установкой проводятся по двум принципиально различающимся схемам.

В одной из них (назовем ее схемой с присоединенной силовой установкой) силовая установка крепится к модели через внутримодельные весы, позволяющие измерять нагрузки силовой установки. Суммарные нагрузки, действующие на модель и силовую установку, измеряются другими (как правило, внешними) аэродинамическими весами. Достоинством такой схемы является минимальное влияние поддерживающих устройств (устройств, обеспечивающих необходимое положение модели с силовой установкой в рабочей части аэродинамической трубы). Однако, в этом случае, аэродинамические нагрузки, действующие только на модель, получаются как разность нагрузок, измеренных внешними весами модели и весами силовой установки. Это обстоятельство требует чрезвычайно высокой точности измерений обоих весов. Здесь же следует отметить, что внутримодельные весы, измеряющие нагрузки силовой установки, (которые по понятным причинам должны быть весьма компактны) работают в условиях значительных вибраций, при наличии градиентов температуры по времени и пространству. Кроме того, наличие механической связи этих весов с моделью через жгуты, подводящие напряжение к электродвигателям, трубопроводы для подачи охлаждающей электродвигатель жидкости, измерительные коммуникации и т. д. создают значительные трудности в обеспечении корректных измерений нагрузок.

В другой схеме (с отсоединенной силовой установкой) устройство привода винтов (например, электродвигатель) устанавливается в мотогондоле модели с зазором, обеспечивающем отсутствие механического контакта силовой установки и модели, и поддерживается специальной стойкой, передающей нагрузки от двигателя на весы. Весы в этом случае могут располагаться вне модели в любом удобном месте. Стойка, поддерживающая двигатель, закрывается обтекателем, не связанным с чувствительными элементами весов. В такой схеме, одни весы измеряют нагрузки, создаваемые силовой установкой, другие же — только аэродинамические нагрузки, действующие на модель. Раздельное, непосредственное измерение нагрузок силовой установки и модели, обеспечиваемое в этой схеме, создают условия для существенного повышения точности измерений. Недостатком схемы с отсоединенной силовой установкой является наличие в потоке дополнительных поддерживающих устройств, оказывающих влияние как на поле течения у модели, так и на характеристики движителя. Тем не менее, если конструкция поддерживающих устройств вызывает незначительное изменение оцениваемых характеристик (которое может быть определено в специ.

12 альных технологических опытах) схема с отсоединенной силовой установкой представляется более предпочтительной в задачах экспериментального исследования аэродинамической интерференции.

4.Цель и основные направления исследования.

В настоящее время в России и за рубежом разрабатываются и эксплуатируются двух-двигательные турбовинтовые самолеты, предназначенные для перевозки небольших групп пассажиров или эквивалентного груза со скоростью 400.700 км/ч на дальность, приближающуюся к дальности среднемагистральных самолетов. При разработке самолетов отмеченного класса обычно используют одну из трех типовых схем размещения двигателей: на крыле с тянущими воздушными винтамина крыле с толкающими воздушными винтамина пилонах в кормовой части фюзеляжа с толкающими винтами.

На рис 1.2 представлен общий вид некоторых проектируемых и эксплуатируемых самолетов с компоновкой силовой установки по названным схемам.

Горизонтальное оперение устанавливается, как правило, либо на фюзеляже (в схемах с мотогондолами, расположенными на крыле), либо на вертикальном оперении Т-образно.

Одним из направлений улучшения аэродинамики таких самолетов является совершенствование аэродинамической интеграции силовой установки с планером. Существующее сегодня разнообразие аэродинамических компоновок двигателей на самолете связано как с разнообразием задач, для выполнения которых создается самолет, так и, по-видимому, с отсутствием корректных оценок степени совершенства различных компоновочных решений.

Цель настоящей работы — исследование особенностей аэродинамики двухдвигатель-ного самолета дозвуковых скоростей, обусловленных различной компоновкой силовой установки, и оценка эффективности аэродинамической интеграции силовой установки с планером.

Под эффективностью аэродинамической интеграции силовой установки с планером понимаются комплексные показатели совершенства самолета на крейсерском режиме полета, а также показатели, характеризующие безопасность полета на взлетно-посадочных и критических режимах.

Поскольку, как отмечалось выше, дальность полета рассматриваемого класса самолетов приближается к дальности среднемагистральных самолетов, постольку для оценки со.

13 вершенства крейсерского режима могут быть использованы те же критерии. Одним из наиболее простых и достаточно общих критериев является дальность Бреге [25]: в.

Я = Нт]Кп.

О-О, где Н — удельная теплотворная способность топлива- «Л — пропульсивный к.п.д. силовой установкиК — аэродинамическое качествоО, Ог — вес самолета и топлива соответственно. Если для всех сравниваемых вариантов зафиксировать параметр О.

Н 1п.

О-вуто наибольшую дальность обеспечит вариант компоновки, доставляющий максимум пропульсивному аэродинамическому качеству — г|К.

Безопасность взлетно-посадочных режимов полета зависит главным образом от располагаемой максимальной несущей способности, определяющей скорости отрыва, захода на посадку и касания.

5.Научная новизна работы.

1. Разработана и апробирована методика испытаний моделей самолетов с воздушными винтами в аэродинамической трубе малых скоростей, обеспечивающая возможность исследований аэродинамической интерференции воздушных винтов и планера самолета. Эта методика существенно повышает информативность опытов, обеспечивает удовлетворение основным критериям подобия аэродинамических нагрузок на воздушном винте и кинематического подобия в струе, позволяет на качественно новом уровне проводить отработку аэродинамической компоновки винтовых самолетов.

2. В условиях, обеспечивающих корректность сравнения, получены аэродинамические характеристики трех типовых схем двухвинтового самолета, различающихся компоновкой силовой установки. Во всем диапазоне полетных значений тяги воздушных винтов исследованы основные эффекты аэродинамической интерференции силовой установки и планера: определено влияние воздушных винтов на суммарные аэродинамические нагрузки планера и влияние планера на эффективность и нормальную силу воздушных винтов.

З.На основе анализа полученных экспериментальных данных выявлены и объяснены особенности аэродинамики исследованных типовых компоновок двухвинтового самолета и определены комплексные показатели их совершенства на крейсерском и взлетном режимах.

Полученные в работе материалы будут полезны самолетостроительным ОКБ при разработке двухдвигательных самолетов с воздушными винтами на этапах выбора компоновки и предварительного проектирования. Выводы работы могут быть легко распространены на четырехдвигательные схемы пассажирских и транспортных самолетов.

6. Состав диссертации и порядок размещения материала.

Диссертация состоит из 4-х глав с выводами в конце каждой главы, введения и заключения.

В первой главе рассматриваются вопросы обеспечения подобия при моделировании в аэродинамической трубе взаимодействия воздушных винтов и планера, условия, обеспечивающие корректность сопоставления эффективности различных вариантов аэродинамической компоновки самолета. Приведены геометрические параметры модели и сведения об использованной экспериментальной оснастке. Изложена методика испытаний и алгоритм обработки результатов. Представлены данные о погрешностях измерений основных оцениваемых параметров.

Во второй главе дан анализ аэродинамических характеристик сравниваемых вариантов компоновки модели при неработающей силовой установке. Рассмотрены несущая способность, составляющие лобового сопротивления и параметры продольной статической устойчивости.

В третьей главе показано влияние планера на формирование аэродинамических нагрузок воздушного винта. Приведены данные об изменении тяги и коэффициента полезного действия винта, работающего в составе компоновки. Определена величина поперечной силы винтов и установлено ее влияние на продольную статическую устойчивость.

В четвертой главе анализируется влияние силовой установки на аэродинамические характеристики модели. Приводятся данные об изменении несущей способности, лобового сопротивления, аэродинамического качества и параметров продольной статической устойчивости для режимов взлета и крейсерского полета. Определены балансировочные потери.

Выводы к главе 4.

1. Влияние струй воздушных винтов способствует росту несущей способности всех рассмотренных вариантов модели: возрастает производная С" (в наибольшей степени у варианта МГ-1) и увеличивается значение С (больше всего у варианта МГ-2).

Однако, практическое использование этого эффекта сдерживается действующими авиационными правилами, предписывающими определять нормируемые скорости, зависящие от СУоПах, на режиме малого газа двигателей.

С учётом балансировочных потерь подъёмной силы, наибольшее значение коэффициента подъёмной силы на взлётном режиме реализуется в компоновке МГ-3 (Су^оп = 1,28), наименьшее — в МГ-1 (СУадоп = 1,12. 1,14) — вариант МГ-2 занимает промежуточное положение.

С, одОЙ=1,17.1,21).

2. Струи воздушных винтов вызывают рост лобового сопротивления и снижение аэродинамического качества рассмотренных вариантов компоновки самолёта.

Сопротивление при нулевой подъёмной силе при увеличении коэффициента В возрастает примерно одинаково для вариантов с мотогондолами на крыле, как с тянущими винтами, так и с толкающими. Механизм роста сопротивления в этих двух случаях разный, но результат практически одинаков. На компоновке МГ-3 влияние струй на величину СХатЫ заметно слабее.

Сопротивление, обусловленное подъёмной силой, у вариантов компоновки с толкающими воздушными винтами при увеличении коэффициента В не возрастает. На компоновке с тянущими воздушными винтами эта компонента сопротивления увеличивается с ростом относительной тяги винтов.

3. Максимальное аэродинамическое качество и аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта (Су =0.5) по мере роста коэффициента В снижаются. Наибольший градиент уменьшения Ктах и Ккрейс по коэффициенту В наблюдается на модели с тянущими винтами. На компоновках с толкающими винтами величина снижения качества примерно одинакова. Существенно более высокое качество на всех режимах работы двигателей выявлено на модели МГ-3.

С учётом балансировочных потерь наибольшим аэродинамическим качеством на режиме крейсерского полёта обладают компоновки МГ-1 и МГ-3 (Кбк™йс=10,6. .10,7), вариант.

4. Аэродинамическое качество на взлётном режиме (при отрыве от ВПП) наиболее высоким оказалось у варианта МГ-3 (К^ =9,9). Остальные варианты заметно уступают лидеру. На величину взлётного аэродинамического качества (с учётом балансировки) значительное влияние оказывает положение горизонтального оперения: при Т-образной схеме качество выше.

5. Сильное влияние воздушные винты оказывают на степень продольной устойчивости самолёта. Величина смещения фокуса определяется двумя доминирующими составляющими: воздействием струй на планер и продольным моментом нормальной силы винтов.

В процессе перехода от режима планирования с зафлюгированными винтами к режиму полёта с малой относительной тягой (полет на малом газе, либо крейсерский режим) сдвиг фокуса незначителен.

На взлётном режиме смещение фокуса, вызываемое работой воздушных винтов, гораздо больше. Наиболее неблагоприятное изменение запаса центровки обнаруживается у варианта МГ-1 с оперением на фюзеляже: потери составляют -14% С АХ, из которых ~ 60% вызвано нормальной силой винтов. При Т-образном оперении потери устойчивости чуть меньше.

У варианта МГ-2 сдвиг фокуса назад от нормальной силы винтов сравнительно небольшой (по причине малости нормальной силы). Здесь в значительной мере картину определяет взаимодействие струй с горизонтальным оперением. Если оперение обдувается 2 струями винтов (ГО-Ф), то устойчивость сильно возрастает — Дтг*° - -0.10. Если струи не омывают оперение (ГО-Т) — устойчивость уменьшается — Ат^а = +0.04.

Струи винтов не оказывают заметного влияния на продольную устойчивость компоновки с двигателями на пилонах (МГ-3). Увеличение запаса центровки от воздействия нормальной силы винтов составляет у этого варианта ~6% САХ.

6. Наибольшим значением пропульсивного аэродинамического качества обладают аэродинамические компоновки МГ-1 и МГ-3. Компоновка МГ-2 с толкающими винтами на крыле заметно уступает им.

Избыток взлетной тяги винтов (тяги, расходуемой на создание ускорения и набор высоты) имеет наибольшее значение у компоновок МГ-2 и МГ-3.

Заключение

.

1. В выполненной диссертационной работе значительно усовершенствована методика испытаний в аэродинамической трубе моделей самолетов с винтовыми движителями. Установлена номенклатура поправок к результатам испытаний и разработаны способы их определения. Обосновано ограничение на относительный импульс струй винтовых движителей, допускающее инвариантность поправки на блокинг-эффект к режиму работы силовой установки.

На основе результатов проведенных расчетных исследований показана возможность одновременного удовлетворения критериям подобия В и Л при моделировании работы винтовых движителей в аэродинамической трубе Т-203. Разработана технология испытаний, обеспечивающая, в сочетании с созданным алгоритмом обработки результатов, минимальную погрешность измерений нагрузок и вычисления аэродинамических коэффициентов.

По результатам многократных опытов установлено, что средние квадратические отклонения измерений аэродинамических нагрузок, действующих на модель с работающей силовой установкой, в-1,5 раза выше, чем в обычных весовых испытаниях модели без силовой установки. Для обеспечения приемлемой точности измерений аэродинамических нагрузок воздушного винта (сопоставимой с точностью, получаемой на винтовом приборе СДУ-104 ЦАГИ) в аэродинамической трубе Т-203 требуется кратность опытов не менее 30.

2. Проведенные исследования выявили существенное влияние планера на эффективность воздушных винтов, работающих в составе компоновки самолета.

Наибольшее максимальное значение коэффициента полезного действия винта реализуется в компоновке МГ-1 (77^ = 0,77), где винты работают в однородном невозмущенном потоке. Наименьшее максимальное значение к.п.д. получено у варианта МГ-2 (т}^ - 0,67).

Причиной столь низкой эффективности силовой установки этого варианта компоновки является негомоэнергетичность потока, в котором работает винт. Эффективность воздушных винтов компоновки МГ-3 несколько ниже = 0,73), чем у варианта МГ-1.

Нормальная сила винтов, возникающая при косой обдувке, зависит от кинематических параметров поля течения, формируемого в окрестности винта элементами самолета. Скос потока за крылом уменьшает углы атаки винтов на компоновках МГ-2 и МГ-3 по сравнению с МГ-1, поэтому коэффициент нормальной силы винтов МГ-2 и МГ-3 меньше аналогичного коэффициента винта МГ-1 соответственно в -2,5 и в —2 раза.

3. Воздействие воздушных винтов на планер проявляется в увеличении потенциальной несущей способности самолета, возрастании лобового сопротивления и снижении аэродинамического качества.

Эффект увеличения несущей способности от влияния струй практически использовать на самолетах рассматриваемого класса невозможно ввиду того, что по авиационным правилам, регламентирующим величины взлетно-посадочных скоростей, значения СУоПИХ определяются на режиме малого газа (малой относительной тяги) двигателей, когда полезное влияние струй отсутствует.

С учётом балансировочных потерь, наибольшее значение коэффициента подъёмной силы на взлётном режиме реализуется в компоновке МГ-3 с «чистым» крылом {СУадоп = 1,28), наименьшее — в МГ-1 (С^йоп = 1,12. 1,14) — вариант МГ-2 занимает промежуточное положение.

Суадоп = 1,17. 1,21).

Сопротивление при нулевой подъёмной силе с увеличением коэффициента В возрастает примерно одинаково для вариантов с мотогондолами на крыле. На компоновке МГ-3 влияние струй на величину Сх ^ заметно слабее. Сопротивление, обусловленное подъёмной силой, у вариантов компоновки с толкающими воздушными винтами при увеличении коэффициента В не возрастает. На компоновке с тянущими воздушными винтами эта компонента сопротивления увеличивается с ростом относительной тяги винтов.

С учётом балансировочных потерь аэродинамическое качество на режиме крейсерского полёта компоновок МГ-1 и МГ-3 составляет А" ^вс=10,6. 10,7, у варианта с толкающими винтами на крыле — «10,0. Наибольшим значением пропульсивного аэродинамического качества обладают компоновки МГ-1 и МГ-3. В соответствии с полученными данными потенциальная дальность самолетов, выполненных по схемам МГ-3 и МГ-2, составит соответственно 94% и 80% дальности самолета МГ-1.

Аэродинамическое качество на взлётном режиме и избыток взлетной тяги винтов (тяги, расходуемой на создание ускорения и набор высоты) наибольшее значение имеет у варианта МГ-3.

4. Воздушные винты оказывают сильное влияние на продольную устойчивость самолёта. Величина смещения фокуса по углу атаки определяется двумя доминирующими составляющими: воздействием струй на планер и моментом нормальной силы винтов.

В процессе перехода от режима планирования с зафлюгированными винтами к режиму полета с малой относительной тягой (полет на малом газе, либо крейсерский режим) смещение фокуса на рассмотренных компоновках не превышает 1. 1,5% С АХ.

На взлётном режиме смещение фокуса, вызываемое работой воздушных винтов, гораздо больше. Наиболее неблагоприятное изменение запаса центровки обнаруживается у варианта МГ-1 с оперением на фюзеляже: потери составляют -14% САХ. При Т-образном оперении потери устойчивости чуть меньше.

У варианта МГ-2 сдвиг фокуса назад от нормальной силы сравнительно небольшой. Доминирующим эффектом является взаимодействие струй с горизонтальным оперением. Если оперение обдувается струями винтов (ГО-Ф), то устойчивость сильно возрастает с.

АтгУа =-0.10. Если струи не омывают оперение (ГО-Т), — устойчивость уменьшаетсяАтс/° = +0.04. а.

Струи винтов не оказывают влияния на положение фокуса у компоновки с двигателями на пилонах (МГ-3). Увеличение запаса центровки от воздействия нормальной силы винтов составляет в этом случае — 6% САХ.

5. Таким образом, сравнение аэродинамических свойств рассмотренных вариантов компоновки двухвинтового самолета показало, что установка двигателей с толкающими винтами на крыле нерациональна — компоновка обладает наименьшим аэродинамическим и про-пульсивным качеством на крейсерском режиме полета.

На компоновках МГ-1 и МГ-3 может бьггь реализовано более высокое пропульсивное качество крейсерского режима, примерно одинаковое для обеих компоновок. Но при этом взлетно-посадочные характеристики варианта МГ-3, имеющего «чистое» крыло, оказываются значительно лучше: более высокие эффективность механизации крыла, максимальная несущая способность и аэродинамическое качество на взлете, способствующие снижению нормируемых взлетно-посадочных скоростей и повышению безопасности взлетно-посадочных режимов полета.

Что касается выбора положения горизонтального оперения, то полученные в работе результаты не обнаруживают значительных преимуществ обдувки его струями винтов.