Проектирование экраноплана схемы "Утка" с учетом интерференции его несущих поверхностей

При проектировании экранопланов схемы «утка» несущие поверхности (НП) традиционно выполняются сильно разнесенными в продольной плоскости для минимизации отрицательной интерференции между НП и обеспечения устойчивости аппарата [1]. Однако, это влечет за собой существенное увеличение массы и габаритных размеров аппарата. Предлагается сближенное в продольной плоскости взаимное расположение НП, при котором основное крыло располагается в ближнем вихревом следе за ПГО таким образом, что несвернутая вихревая пелена за ПГО оказывается приведенной в носок основного крыла. При таком взаимном расположении НП носок основного крыла оказывается в зоне пониженного давления, при этом реализуется безударное обтекание основного крыла [2]. В результате, за счет уменьшения аэродинамического сопротивления основного крыла существенно увеличивается аэродинамическое качество НП. При этом рациональным взаимным расположением НП считается такое, при котором достигается наибольшее аэродинамическое качество системы.

Разработанная математическая модель описана в [3] и позволяет привести сходящую с ПГО вихревую пелену в носок основного крыла с помощью:

• –    изменения угла атаки ПГО;

• –    изменения отстояния ПГО от экрана;

• –    изменения расстояния между НП.

В качестве примера для НП из профиля Gцttingen 434 проведены теоретические изыскания и построено семейство кривых их рациональных взаимных расположений для различны х относительных отстояний основного крыла от экрана h _кр (рис. 1,2).

Рис. 1. Семейство кривых рациональных вз а имных расположений несущих поверхностей при h _кр = 0,1

Для проверки разработанной математической модели была проведена серия экспериментов в аэродинамической трубе.

Рис. 2. Семейство кривых рациональных в з аимных расположений несущих поверхностей при h _кр = 0,2

При экспериментальных исследованиях с учетом существующих технических возможностей существуют следующие цели:

• –    подтверждение возможности наличия положительной интерференции НП схемы «утка» в зоне действия экранного эффекта при расположении основного крыла в ближнем вихревом следе за ПГО;

• –    путем сравнения теоретических результатов и тензометрических записей качественное подтверждение целесообразности выявления закономерностей поведения потока в межкрыльевом пространстве и, как следствие, закономерностей обеспечения рационального взаимного расположения НП для реализации максимального аэродинамического качества несущей системы;

• –    определение достоверности математической модели, описывающей поведение потока в межкрыльевом пространстве, и при необходимости обозначение основных направлений корректировок математической модели на основе экспериментальных данных;

• –    определение правильности принятия допущений о поведении потока с учетом диссипации в возмущенном следе за НП и о возрастании возмущений в потоке перед НП на основе экспериментальных данных.

Для проведения качественных экспериментов использовался экспериментальный комплекс, включающий в себя следующие компоненты:

• –    аэродинамическую трубу АТ-2 открытого типа с закрытой рабочей частью и регулируемым по высоте экраном;

• –    устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента;

• м одель системы НП схемы «утка»;

• –    аппаратно-программный узел, включающий измерительную, регистрирующую и тарировочную аппаратуру с источниками питания.

Аэродинамическая труба (АДТ) АТ-2 выполнена с прямоугольным сечением рабочей части и снабжена спрямляющей решеткой, расположенной во входной части. Механизм подъема–опускания экрана выполнен с электроприводом с дистанционным управлением, что позволяет изменять высоту экрана, не открывая рабочую часть АДТ, и это существенно уменьшает время эксперимента. Для минимизации возмущений механизм управления экраном выполнен вынесенным за пределы тракта трубы, а экран – листом Д-16Т толщиной 6 мм с острой передней кромкой. Скорость потока в рабочей части АДТ АТ-2 составляет 17 м/с.

Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента (рис. 3) состоит из многокомпонентных тензовесов, в которых расположены чувствительные элементы 1 и 2 с расположенными на них тензодатчиками 3, закрепленные неподвижно на неподвижных опорах 4 и 5 поддерживающего устройства, включающего переднюю горизонтально расположенную балку 6 с пазом для продольного перемещения, соединенную с задней горизонтально расположенной балкой 7 болтами 15, задней стойкой 8, нижней частью, соединенной с моделью болтом 16, верхней частью, соединенной с задней частью задней балки болтами 17, среднюю стойку 9, имеющую в верхней части паз для перемеще- ния в вертикальной плоскости, и нижней частью, соединенной болтом 18 с моделью, а верхней – с передней частью задней балки болтом 19, переднюю стойку 10, имеющую в верхней части паз для перемещения в вертикальной пло скости и паз в средней части, и нижней частью, соединенной болтом 20 с моделью, а верхней – с передней частью передней балки болтами 21, а также переднюю штангу 11, соединенную с нижней частью болтом 22 с моделью, а верхней – с передней стойкой болтом 23, соединенного шарнирными звеньями 12, расположенными на осях 13 с чувствительными элементами 1, и ненатянутого элемента 14 типа канат, соединяющего модель с жестко закрепленным на передней опоре 5 чувствительным элементом 2. Опоры 4 и 5, балки 6 и 7, стойки 8, 9 и 10 и штанга 11 выполнены плоскими для минимизации вносимых возмущений, что позволяет считать испытуемые НП аэродинамически чистыми.

Описанное устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента является собственной разработкой авторов (И. Н. Гусев, И. О. Бо-барика), выполненной в рамках данных исследований. Принято положительное решение от 06.08.2009 о выдаче патента на устройство согласно заявке № 2009128091/ 22(039030) от 20.07.2009.

Модель системы НП схемы «утка» представляет собой ПГО и основное крыло, выполненные в определенных соотношениях геометрических величин. Каждая из НП выполнена с наличием концевых шайб, характерных для экранопланов (концевые шайбы сделаны плоскими). На верхних поверхностях каждой НП выполнены элементы для крепления ее к соответствующим стойкам описанного поддерживающего устройства.

Для минимизации влияния стенок АДТ АТ-2 на характер обтекания системы НП размах большей НП (ос-

Рис. 3. Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента

новное крыло) выполнен так, чтобы обеспечивалось следующее условие:

( L рч – l нп ) / 2 <  l нп , (1) где L _рч – ширина рабочей части АДТ; l _нп – размах НП.

Основные параметры модели приведены в табл. 1.

Для регистрации подъемной силы использовались 4 измерительных тензодатчика, соединенных последовательно с одним компенсационным и подключенных к одному каналу АЦП-ЦАП SigmaUSB 16/16 с синфазным типом выхода по полумостовой четырехпроводной схеме.

На первом этапе продувок рассматривались изолированные ПГО и основное крыло в зоне влияния экрана с целью проверки измерительного комплекса на адекватность показаний.

По результатам данного этапа исследований построены поляры основного крыла (в данной системе НП основное крыло и ПГО выполнены из одного профиля) для h = 0,5 и h = 0,2 (рис. 4). В качестве сравнения на рис. 4 отображена поляра для внеэкранного режима ( λ = 2). На качественном уровне наблюдается некоторая размытость в различиях значений коэффициентов с_x и с_y для различных отстояний НП, что связано с различием удлинений исследуемой НП ( λ = 2) и эталонной ( λ = 5), однако общие тенденции изменения параметров налицо.

Рис. 4. Поляры НП при различных отстояниях от экрана

Таким образом, по результатам первого этапа исследований экспериментальный измерительный комплекс оценивается как дающий адекватные значения.

На втором этапе рассматривались несколько случаев взаимного расположения НП, которые по результатам теоретических исследований могут быть приняты как рациональные (контрольные точки на рис. 1 и 2). Таким образом, были рассмотрены расчетные случаи взаимного расположения НП с ожидаемыми максимумами аэродинамического качества согласно табл. 2.

Для того, чтобы подтвердить значения максимума в каждой из контрольных точек, необходимо выполнить ряд продувок с изменением как ого -либо из варьируемых параметров, за исключением h _кр . Для этого, в качестве варьируемого параметра был выбран параметр a _ПГО; значение его для каждого расчетного случая изменялось от 1 до 6–7° (в зависимости от конкретного случая) равномерно с шагом в 1°. Таким образом, на втором этапе в общей сложности было выполнено 50 продувок, по результатам которых были составлены графики функциональных зависимостей (рис. 5) для каждого расчетного случая с параметрами согласно табл. 2.

На третьем этапе рассматривались такие случаи взаимного расположения НП, которые по результатам теоретических исследований заведомо нерациональны, единственно с целью получения поля данных, наиболее полно отражающих «картину» поведения потока внепрог-нозируемых рациональных параметров их взаимного расположения (рис. 6).

Анализ полученных результатов второго этапа позволяет сделать вывод о степени влияния ПГО на основное крыло при различных установочных параметрах последнего. Так, обнаруживается существенное уменьшение положительной интерференции при увеличении межкрыльевого расстояния, что объясняется «рассеиванием» спутного следа за ПГО (увеличением толщины вихревой пелены) и сворачиванием вихревой пелены. При уменьшении же его картина взаимовлияния становится более «четкой» ввиду меньших отклонений потока и большего перепада давлений внутри и вне вихревой пелены. При увеличении a _кр возможная положительная интерференция существенно увеличивается ввиду возрастающего влияния безударного обтекания основного крыла.

Анализ полученных результатов третьего этапа позволяет сделать вывод о степени влияния ПГО на основное

Основные параметры испытуемой модели системы НП

Таблица 1

Параметр Значение Профиль основного крыла Gottingen 434 Хорда основного крыла b, м 0,25 Удлинение основного крыла λ 2 Площадь основного крыла S, м2 0,125 Стреловидность основного крыла χ, град 0 Сужение основного крыла n 1 Профиль ПГО Gottingen 434 Хорда ПГО bпго, м 0,125 Удлинение ПГО λпго 2,5 Площадь ПГО Sпго, м2 0,04 Стреловидность ПГО χпго, град 0 Сужение ПГО nпго 1 крыло при различных параметрах их взаимного расположения. Так, при расположении основного крыла в ближнем следе за ПГО при определенных параметрах налицо отрицательная интерференция, вызванная затенением основного крыла ПГО. Данный эффект ярко выражен при меньших межкрыльевых расстояниях, при их увеличении отрицательная интерференция ослабевает. Из большинства графиков видно, что интерференция отрицательна, это отражает широко распространенное мнение, однако очевидно, что отрицательное явление наиболее существенно при «приведении» вихревой пелены под основное крыло в непосредственной близости и менее существенно при приведении вихревой пелены в надкрыльевую зону основного крыла. Положительная интерференция возможна тогда, когда несвернутая вихревая пелена с ПГО приведена в носок основного крыла. Здесь существенно уменьшается лобовое сопротивление основного крыла, притом, что его подъемная сила остается практически неизменной.

Результаты, полученные в ходе исследований, позволяют рассматривать возможность их использования как на этапе эскизного проектирования, так и на более ранних стадиях. При этом, полученные результаты дают возможность корректировки соотношений масс и размеров различных частей проектируемого аппарата с учетом улучшений свойств несущей системы и для его усиления, что, в свою очередь, сказывается на общих характеристиках проектируемого аппарата.

В частности, в соответствии с проведенными исследованиями, при рациональном взаимном расположении НП отсутствует необходимость в фюзеляже большого удлинения (аппараты серии АДП), что, в свою очередь, уменьшает массу конструкции фюзеляжа. Кроме того, уменьшение длины фюзеляжа уменьшает и длину магистралей различных систем экраноплана, что уменьшает массу оборудования и управления [4].

Для дозвуковых экранопланов масса фюзеляжа определяется по формуле mф = (1 -0,6 6mо)x

0,014 ( 31 + ( X / D ф У² )( 1 + 133 D /

Рис. 5. Рациональные взаимные расположения НП

Рис. 6. Зависимость качества системы НП от расстояния между НП при различных положениях ПГО и фиксированном положении основного крыла hкр = 0,2 и %. = 1°

Контрольные точки с ожидаемыми максимумами

Таблица 2

№ р/с αкр, град. αпго, град. hкр, %bкр hпго, %bпго L, %bпго 1 1 5 20 51,5 25 2 2 6 20 56 20 3 3 6 20 60 12 4 1 4 10 21,8 20 5 1 5 10 22,2 25 6 1 6 10 23 35 7 2 6 10 26,4 23 8 3 6 10 33,8 15 циональное уменьшение его профильного сопротивления. Кроме того, меньшее удлинение фюзеляжа позволяет разместить агрегаты и грузы ближе к центру тяжести (ЦТ) и определяет меньший диапазон центровок в зависимости от загрузки, а также, как следствие, меньшую потребную площадь управляющих поверхностей несущей системы. Однако стоит заметить, что речь идет не об уменьшении пассажирской или грузовой кабины, а об уменьшении подкапотных пространств и количества вынужденных «мертвых» отсеков фюзеляжа. Таким образом, массу конструкции фюзеляжа можно снизить на 10– 15 % (3), что в свою очередь дает вероятность для увеличения полезной нагрузки на величину Amф :

А m ф = (1 - 0,6 6 m о ) ^х

(                 3/\(           3/ -1/ \

0,014 ( 31 + ( АХ ф D ф У² )( 1 + 133 D(²mо^А )

m„ cos х

+ 8 D ф + 10 D ф АХ ф

+ 0,018,

m ₀

где A m ф - изменение массы конструкции фюзеляжа;

АХ ф - изменение удлинения фюзеляжа.

Однако, следует учесть, что чрезмерное уменьшение

Хф на величину АХф > 0,6 может вызвать определенные трудности в стабилизации аппарата в связи с изменяющейся центровкой, что может повлечь за собой возник- новение колебательных процессов с большим временем затухания. В то же время, при изменившихся соотношениях подъемных сил НП и моментов, возможно вновь изменение центровки аппарата для получения удовлетворительных характеристик самостабилизации.

Кроме того, схема «утка» в мировой практике нередко рассматривается как со ставная часть гибридной схемы, что позволяет выносить проблемы устойчивости и стабилизации за пределы подобных исследований, т. к. расположение горизонтального оперения (ГО) позади основного крыла вне зоны влияния экрана есть одно из классических решений проблемы устойчивости ЛА.

Результаты исследования показывают, что в качестве рационального взаимного расположения НП возможно такое расположение, при котором крыло находится в ближнем следе за ПГО, где вихревая пелена еще не свернута таким образом, что С_х значительно уменьшается при относительном постоянстве С_у , и это приводит к увеличению аэродинамического качества до 20 %. Зафиксированный положительный эффект достигается за счет обеспечения межкрыльевого расстояния L <  b и незначительного разнесения НП по отстоянию от экрана в соответствии с [2].