Библиотечный каталог авторефератов Украины

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.

Проведені 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:

• у визначенні аеродинамічних характеристик крила в струмені від гвинтів метод Б.Локтева і пропонований метод дають близькі результати;
• характер розподілу аеродинамічного навантаження, отриманий по МДВ, носить аналогічний характер, деякі кількісні розбіжності порозуміваються різними мірами дискретизації, прийнятими допущеннями.

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).

Рис. 11. Моментні характеристики несучої системи

Неврахування 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. Новиков А.А. Методика расчета аэродинамических характеристик самолетов с винтовыми движителями и механизированным крылом// Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: Сб. научн. трудов НАКУ (ХАИ). – Харьков: НАКУ "ХАИ", 2004. – Вып.23. – С. 67-76.
2. Новиков А.А., Украинец Е.А. Дискретизация поверхности в методах дискретных особенностей при расчете аэродинамических характеристик сложных компоновок // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Сб. научн. трудов. – Харьков: НАКУ "ХАИ", 2001. –Вып. 26(3). – С. 75-79.
3. Миргород Ю.И., Новиков А.А., Украинец Е.А. Параметрические исследования прироста коэффициента подъемной силы крыла в струе от винтового движителя // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Сб. научн. трудов НАКУ (ХАИ). – Харьков: НАКУ "ХАИ", 2003. – Вып.33(2). – С. 39-44.
4. Миргород Ю.И., Новиков А.А. Аэродинамические характеристики несущих систем самолетов с однорядными и соосными винтовыми движителями. // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: Сб. научн. трудов НАКУ (ХАИ). – Харьков: НАКУ "ХАИ", 2003. – Вып.21. – С. 52-55.
5. Миргород Ю.І., Українець Є.О., Новіков А.О. Аеродинамічні характеристики крил різного подовження в потоці від гвинтових рушіїв. Зб. наук. праць, Харків: ХІ ВПС, Вип. 1(10), 2004. – С. 57-63.
6. Новиков А.А. Аэродинамические характеристики несущей системы самолета с тандемным крилом // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Сб. научн. трудов. – Харьков: НАКУ "ХАИ", 2004. –Вып. 39(4). – С. 86-91.

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.

Диссертация посвящена разработке метода расчета и получению закономерностей изменения аэродинамических 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. Исследовано 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. Исследовано 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. Основные результаты работы реализованы в Государственном Авиационном Научно-испытательном Центре (ГАНИЦ), двух научно-исследовательских работах (НИР) и в учебном процессе Харьковского университета Воздушных Сил (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.