Влияние удлинения фюзеляжа на аэродинамику магистрального самолета на больших углах атаки

В настоящее время в авиастроении просматривается тенденция увеличения удлинения фюзеляжа для повышения пассажировместимости самолета. Вопрос о влиянии удлинения фюзеляжа на путевую устойчивость самолета еще слабо изучен, особенно для диапазона больших углов атаки, на которые самолет может выйти при неблагоприятных обстоятельствах. В работе [1] на упрощенной модели самолета без вертикального (ВО) и горизонтального (ГО) оперений было обнаружено, что в диапазоне углов атаки 20° <  а <  40° при наличии небольшого скольжения поведение боковой силы аномально. В частности, исследования путевой статической устойчивости показали, что при небольших углах скольжения на углах атаки а ~ 20° начинает резко возрастать боковая сила. Её увеличение происходит до углов атаки а ~ 30°, причем с увеличением удлинения фюзеляжа увеличивается и величина коэффициента боковой силы C_z. Затем боковая сила уменьшается, и при а ~ 40° она практически исчезает. Причиной такого немонотонного поведения боковой силы является сложная структура взаимодействующих вихревых систем, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла. Это явление не связано с известным явлением возникновения боковой силы из-за несимметрии вихревых структур, сходящих с удлиненных тел, которое проявляется на. углах атаки выше 40° [2, 3], а обусловлено взаимодействием вихревых структур, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла.

В данной работе проведены экспериментальные и расчетные исследования аэродинамических характеристик компоновки пассажирского самолета, на. больших углах атаки и скольжения с целью выявить влияние ГО и ВО на. эффект возрастания боковых сил. Оказалось, что на углах атаки а >  15° наступает резкое падение эффективности ВО, а при а = 20° ВО попадает в «тень» вихревой системы крыла и наступает потеря управляемости по боковым характеристикам.

В настоящей работе в аэродинамической трубе Т-103 ЦАРИ проведены экспериментальные исследования следующих моделей (рис. 1):

• 1)    компоновка самолета с фюзеляжем большого удлинения Аф = 21.8 (WBT0),

• 2)    компоновка с фюзеляжем умеренного удлинения Аф = 17.3 (WBT1),

• 3)    компоновка с фюзеляжем «малого удлинения» Аф = 12.7 (WBT2).

Рис. 1. Геометрия исследованных компоновок. WBT0 - фюзеляж большого удлинения, WBT1 -фюзеляж умеренного удлинения, WBT2 - фюзеляж «малого» удлинения. Размеры в миллиметрах

Следует отметить, что наиболее близка к компоновкам современных самолетов модель с фюзеляжем «малого удлинения».

Поперечные сечения фюзеляжа (за исключением хвостовой части) - окружности. Его удлинение варьировалось с помощью цилиндрических вставок. Геометрические характеристики моделей: размах крыла - 1.64 м; средняя аэродинамическая хорда (САХ) - 0.2252 м; диаметр фюзеляжа - 0.11 м; длина фюзеляжа (в зависимости от удлинения) - 2.4 м, 1.9 м, 1.4 м.

Экспериментальные исследования велись с кольцевыми турбулизаторами, установленными на поверхности носовой части фюзеляжа на расстоянии 50 мм от носка. В ходе эксперимента проводились весовые измерения трех компонентов сил и моментов, действующих на модель самолета.

Кроме экспериментальных выполнялись также расчетные исследования моделей компоновок. Расчеты в рамках уравнений Рейнольдса для совершенного газа производились с помощью пакета ANSYS СҒХ. Использовалась модель турбулентности к — ш SST.

Ниже продольные аэродинамические характеристики приводятся в скоростной системе координат, боковые - в связанной. Все моменты отсчитывались от начала связанной системы координат, расположенной на 1/4 средней аэродинамической хорды в точке х_т = = 0.238 м от передней кромки корневой хорды крыла.

3.    Аэродинамические силы и моменты

Экспериментальное определение аэродинамических характеристик компоновок проводилось в диапазоне углов атаки 0° <  а < 40°, углов скольжения —20° < /3 < 20°.

Скорость набегающего потока составляла 50 м/с, что соответствовало числу Маха М = 0.15 и Рейнольдса Re = 0.75 • 106, посчитанному по САХ.

Ниже представлены зависимости аэродинамических характеристик, полученных в ходе весовых испытаний, и некоторые сравнения с расчетными результатами. Зависимости коэффициентов подъемной силы, силы сопротивления и момента крена от угла атаки имеют обычный вид. Наибольший интерес представляют боковая сила, а также моменты крена и рыскания. На рис. 2 приведены зависимости измеренного коэффициента боковой силы С _г мод ел ей от а при отсутствии скольжения /3 = 0°. Видно, что при нулевом /3 ^и а > 20° появляется боковая сила для компоновки с фюзеляжем большого удлинения. На этих углах атаки в результате несимметричного отрыва потока с передних кромок крыла картина течения становится несимметричной, что подтверждается расчетными данными (рис. 3). Структура отрывной зоны хорошо видна на рис. 4. Для компоновок с фюзеляжем умеренного и «малого» удлинения фюзеляжные вихри имеют существенно меньшую интенсивность, поэтому несимметрия проявляется слабо, и боковые силы менее существенны.

Рис. 2. Коэффициент боковой силы при /3 = 0. Экспериментальные данные

Рис. 3. Распределение статического давления в поперечной плоскости: а = 40°, /3 = 0 (расчет)

На рис. 5 приведены данные эксперимента о влиянии оперения на поведение коэффициента боковой силы при /3 = 0°. На углах атаки от 20° до 37° на фюзеляже большого удлинения при симметричном расположении модели возникает достаточно значительная боковая сила, и её величина зависит от удлинения фюзеляжа. Для сравнения на рис. 5 также приведена зависимость коэффициента боковой силы для компоновки WBT0 без хвостового оперения. Видно, что установка оперения приводит к заметным изменениям боковой силы.

Total Pressure

Рис. 4. Распределение полного давления в поперечной плоскости: a = 40°, У = 0

Рис. 5. Коэффициент боковой силы для компоновки WBT0 с хвостовым оперением и без при /3 = 0

Поведение боковых сил меняется при появлении небольшого угла скольжения. Для компоновки крыло фюзеляж без ГО и ВО боковая сила аномально возрастает на углах атаки a >  25° [1]. Причиной является существенно несимметричный отрыв с поверхности крыла. На рис. 6 приведена экспериментальная зависимость С от угла а таки при /3 = 6° без хвостового оперения.

При наличии в компоновке ВО и ГО поведение боковых характеристик меняется из-за наличия достаточно больших боковых сил и моментов, возникающих на оперении. На рис. 7 9 приведены экспериментальные зависимости боковых характеристик (тх - коэффициент момента крена, ш u - коэффициент момента рыскания) компоновок от угла атаки при У = 6°. Несимметричный отрыв на крыле приводит к появлению добавочного слагаемого в аэродинамических коэффициентах, что вызывает нерегулярное поведение боковых характеристик по углу атаки. Такая картина наблюдается на всех исследованных вариантах компоновки, при этом диапазон углов атаки, где наблюдается резкое изменение боковых ха- рактеристик, совпадает с диапазоном аномального поведения боковых характеристик для компоновки без ГО и ВО. На рис. 7 также приведена зависимость коэффициента боковой силы, полученная расчетным путем для фюзеляжа самого большого удлинения WBT0. Хотя экспериментальные и расчетные значения величины боковой силы различаются, качественное поведение их при изменении угла атаки совпадает.

Рис. 6. Коэффициент боковой силы при 3 = 6° для различных компоновок без хвостового оперения

Рис. 7. Коэффициент боковой силы при 3 = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

Чтобы выявить степень и характер влияния ГО и ВО на боковые характеристики, на рис. 10 представлены рассчитанные значения коэффициента боковой силы при 3 = 6° действующей только на фюзеляж с крылом и на полную компоновку.

Видно, что на углах атаки a >  15° наступает резкое падение силы, действующей на ВО, а при a >  20° ВО попадает в «тень» вихревой системы крыла и наступает потеря эффективности оперения (рис. 11). При a = 0 -У 20° значительная боковая сила на компоновке WBT0 обусловлена наличием ВО, а при больших углах атаки влияние ВО ослабевает, и боковая сила связана с несимметрией отрывного обтекания в зоне крыло-фюзеляж.

Рис. 8. Коэффициент момента крена при 3 = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

Рис. 9. Коэффициент момента рыскания при 3 = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

Рис. 10. Коэффициент боковой силы при (3 = 6° для компоновки WBT0 без учета сил на ВО и ГО (обозначена как WB0) и с учетом ВО и ГО (WBT0)

Pressure

■г 2.000е+002

| 1.000е+002

Н 0.000е+000

■ -1.000е+002

I

■ -2.00084-002

[Ра]

4.    Влияние удлинения фюзеляжа самолета на характеристики устойчивости и управляемости

Обеспечение большей пассажировместимости самолета за счет увеличения удлинения фюзеляжа изменяет его аэродинамические характеристики не в лучшую сторону в основном за счет увеличения удлинения носовой части. При увеличении длины носовой части фюзеляжа аэродинамический фокус самолета смещается вперед и при этом уменьшается продольная устойчивость по углу атаки, что ухудшает безопасность полета.

Для анализа влияния модификаций на характеристики устойчивости и управляемости были рассмотрены два варианта модели - модель с коротким (штатным) фюзеляжем WBT2 и модель с длинным фюзеляжем WBT0.

Экспериментальные зависимости несущих свойств ( С_уа - коэффициент подъемной силы) и продольного момента ( т_2а - коэффициент момента тангажа) рассматриваемых компоновок приведены на рис. 12-13.

Рис. 12. Коэффициент подъемной силы при /3 = 0 для компоновок WBT0 и WBT2

Рис. 13. Коэффициент момента тангажа при /3 = 0 для компоновок WBT0 и WBT2

Они имеют обычный вид: характеристика Суа(а) растет вначале линейно, до а ~ 10°, затем монотонно до Cm max пр и а ~ 30°. Продольный момент ведет себя устойчиво, т^ < 0, аэродинамический фокус располагается на хр = 0.56, что отвечает норме. Необходимо отметить, что в поведении зависимости т^ (а) при подходе к большим углам атаки иногда возникает нежелательное выполаживание или даже образуется некая «ложка» в характеристике т2(а). Влияние удлинения носовой части на несущие свойства и продольный момент самолета малозаметное.

Коэффициент боковой силы самолета С в основном определяется углом скольжения и углом отклонения руля направления. Испытания моделей в АДТ показали, что силы и моменты по углу скольжения изменяются линейно и в диапазоне углов атаки а ~ 015° принимают небольшие значения. Влияние удлинения фюзеляжа на характеристики самолета тоже небольшое.

Однако на больших углах атаки ( а >  20°) линейность нарушается (рис. 14). И даже при малых углах скольжения коэффициент боковой силы С может достигать величин порядка 0.05 (рис. 2). Такое поведение объясняется взаимодействием вихревых структур фюзеляжа и крыла в области центроплана. Следует отметить, что такое поведение происходит на углах атаки вне эксплуатационного диапазона режимов и скачок в коэффициенте боковой силы не представляет большой опасности.

Рис. 14. Коэффициент боковой силы при а = 19.3°, три фюзеляжа с оперением

Моменты крена и рыскания являются главными для обеспечения управляемости и устойчивости самолета (момент крена определяет поперечную устойчивость, момент рыскания - боковую статическую устойчивость).

Исследования в АДТ на моделях и расчеты показывают, что изменение удлинения носовой части фюзеляжа в большей степени влияет на т_у и его основная часть формируется на вертикальном оперении. Влияние удлинения фюзеляжа на т_х очень мало. Это хорошо подтверждается данными рис. 15 и 16.

Рис. 15. Коэффициент момента крена при a = 9.5°

Рис. 16. Коэффициент момента рыскания при a = 9.5°

5.    Заключение

В работе проведены экспериментальное и численное исследования обтекания модели пассажирского самолета с фюзеляжами разного удлинения при наличии ГО и ВО и без них. Целью исследований было выявление режимов течения, наиболее критичных с точки зрения аномального поведения боковых сил.

В результате исследований было выявлено, что на компоновке без ГО при небольших углах скольжения боковая сила аномально возрастает при углах атаки a <  15-20°. Для компоновки крыло-фюзеляж-ГО-ВО независимо от удлинения фюзеляжа было обнаружено, что при a <  15° имеет место резкое уменьшение боковой силы, действующей на ВО из-за попадания на него фюзеляжного вихря. В диапазоне углов атаки a <  20-35° боковая сила, действующая на ВО, мала. При этом величины боковой силы для компоновок с оперением и без него близки по величине.

Проведенный на основе испытаний в АДТ анализ характеристик устойчивости и управляемости показывает, что небольшое увеличение удлинения носовой части (10%) на самолетах традиционной компоновки и в пределах эксплуатационной области режимов полета (a <  15°) оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики. Вблизи максимальных углов атаки происходит небольшой прирост боковой силы. Однако при выходе за пределы эксплуатационной области режимов полета и увеличении углов атаки до a <  25° на небольших углах скольжения происходит резкое увеличение боковой силы.

Работа была выполнена при поддержке гранта РФФИ 13-08-00346 и при финансовой поддержке Министерства образования и науки РФ в рамках договора № 700013728 от 21.11.2012 «Разработка моделирующего комплекса реалистичного восприятия оператором (летчиком) сложных режимов полета и оценки его психофизиологического состояния» по 218 Постановлению Правительства РФ.