В статье выполнен сравнительный анализ  возможных летно-технических характеристик Л.А с несущими поверхностями различных типов. В нашем работе представлено сравнение результатов численного моделирования и физического эксперимента для трех различных типов несущих поверхностей: прямого и дискообразного  крыльев, кольцевой несущей поверхности замкнутого типа а также результатов трубных испытаний модели самолета общего назначения классической схемы (Аэропракт А-20)

Rahmati, Ahmad

Рахмати, Ахмад

Scientific and technical library of the National Aviation University

Ожидаемое улучшение эксплуатационных характеристик летательных аппаратов с высоконесущим крылом малого удлинения

Інституційний репозитарій erNAU (Electronic Repository of the National Aviation University)

117 М е х а н і к а  е л е м е н т і в  к о н с т р у к ц і й            УДК 533.6.04 Р. Ахмад, Д. Н. Зинченко  ОЖИДАЕМОЕ УЛУЧШЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ВЫСОКОНЕСУЩИМ КРЫЛОМ МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ Введение Потребность в совершенствовании эксплуатационных характеристик транспортных средств, а также в эффективное решении основной транс-портной задачи определяет направление исследований на современном этапе. Для сокращения необходимых взлетных дистанций, улучшения взлетно-посадочных характеристик летательных аппаратов (ЛА), увеличе-ние перечня взлетно-посадочных площадок, используемых в эксплуатации транспортного средства предлагается увеличение максимальных несущих свойств крыла [1]. Эффективное выполнение задачи транспортировки по-лезной нагрузки определяет требования к компоновке крыла.  Исследована зависимость летно-технических характеристик ЛА с не-сущими поверхностями различных типов. Результаты численного модели-рования и физического эксперимента представлены для трех различных типов несущих поверхностей: прямого и дискообразного крыльев, кольце-вой несущей поверхности замкнутого типа, а также результатов трубных (аэродинамических)  испытаний модели самолета общего назначения клас-сической схемы (Аэропракт А-20). Постановка задачи Провести исследования характеристик экспериментальных и расчет-ных моделей, а также сравнительный анализ возможных летно-118 М е х а н і к а  г і р о с к о п і ч н и й  с и с т е м  технических характеристик ЛА с несущими поверхностями различных ти-пов при равной удельной нагрузке на крыло G/S.  Критерии оценки  При проведении исследований летно-технических характеристик приняты следующие критерии оценки [4]:  Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки yc ЛА. Значение производной yc является определяющим при расчете пере-грузки, действующей на конструкцию планера во время полета в неспо-койном воздухе. Согласно [4] CS-VLA 341 составляющая перегрузки, вы-званная нормированным вертикальным порывом ветра, определяется как:  1/ 21/o g deV K UnMg s   , (1) где: 0,885,3gggK  – коэффициент ослабления порыва; 2( / )gM SCa  – ко-эффициент масс самолета; deU  – эффективная скорость порыва в соответствии ,м/с; o  – плотность воздуха на уровне моря, кг/м2;  – плотность воздуха, кг/м2; M/S – нагрузка на крыло, кг/м2; C – средняя геометрическая хорда, м; g – ускорение свободного падения, м/с2; V – индикаторная скорость самолета, м/с; α – значение производной нормальной аэродинамической силы само-лета в радианах, являющейся эквивалентом критерия yc.   Максимальное значение коэффициента подъемной силы cymax . Значение cymax  определяет скорость сваливания VS, минимальную скорость полета Vmin, максимальную маневренную скорость Vα и другие характерные скорости согласно CS-VLA 49, CS-VLA 201, CS-VLA 333 [4]:  max23.6SyGVC S; min SV f V  ;      max( )эSV V n   . (2) Значение критического угла атаки αS , соответствующее cymax и ха-рактеру протекания процесса сваливания 119 М е х а н і к а  е л е м е н т і в  к о н с т р у к ц і й  Согласно CS-VLA 207, CS-VLA 201, CS-VLA 203 [4] во время полета на критических режимах должна быть обеспечена возможность управле-ния в процессе сваливания. Характеристики сваливания в полете без крена определяются путем отклонения рычага управления рулем высоты "на се-бя" так, чтобы интенсивность торможения не превышала 1.8 км/ч в секун-ду, уменьшением скорости самолета вплоть до сваливания. После свалива-ния самолета допускается обычное использование рычага управления ру-лем высоты для вывода из сваливания. При прямолинейном и криволинейном полетах предупреждение о приближении сваливания обеспечивается присущим самолету аэродина-мическим свойством, предупреждение о приближении сваливания должно начинаться на скорости, превышающей скорость сваливания не менее, чем на 9 км/ч, и не выше 18.5км/ч и продолжаться до возникновения свалива-ния.  Величина максимального аэродинамического качества Kmax. Значение Kmax определяет минимальное значение тяги и максималь-ную продолжительность полета [1]: ПОТРGРK ,   1 1 11 Tt K ng Cp , (3) где Cp  – удельный расход топлива за один час на один киловатт  мощности, [кг/(кВт·ч)];  ξТ – коэффициент относительного запаса топлива; TTOmm  , Om – полная заправляемая в самолет масса топлива.  Величина критерия максимальной дальности (K/СУ0.5)max 1 13.61 TL KM ng Cp . (4) При прочих равных условиях максимальная дальность будет достиг-нута при максимальном значении аэродинамического совершенства само-лета – величине, равной произведению аэродинамического качества К сба-лансированного самолета на число М. Особенности аэродинамики крыла малого удлинения Для решения поставленных задач в нашем исследовании применяет-ся панельно-вихревой метод симметричных особенностей, предназначен-ный для расчета аэродинамических характеристик самолетов в дозвуковом 120 М е х а н і к а  г і р о с к о п і ч н и й  с и с т е м  потоке. Используемый численный метод реализует возможность учета влияния сворачивания вихревой пелены на аэродинамические характери-стики и поля скоростей, учет влияния струи.  На этом этапе проводилось сравнение результатов численного моде-лирования обтекания трех различных расчетных моделей несущих поверх-ностей: прямого крыла с симметричным профилем СибНИА С-12[5] (удлинение  =5), модели дискообразного крыла с этим же профилем (удлинение  =1.27), модели замкнутой несущей поверхности кольцевого типа, профиль на всех моделях одинаков. Основные аэродинамические ха-рактеристики профиля С-12 приведены на рис. 1 и в табл. 1:  Рис. 1. Аэродинамический профиль C-12 Таблица 1. Аэродинамические характеристики профиля Параметр cx0 α0 Re Kmax cyнаив. Значение 0.0082 0 1.61×106 50 0.74 Для несущей поверхности замкнутого типа также выполнена оценка влияния относительной толщины профиля на его аэродинамические харак-теристики – выполнен анализ для профилей, полученных из профиля С-12 с относительной толщиной соответственно maxc  = 10%, 8%, 6%, 5% и 4%. На рис. 2 – рис. 5 представлено сравнение полученных результатов : cу=f(α), mz =f(су) , К =f(су) , k/(cy)0.5 =f(су).   Рис. 2. Зависимость cу = f(α)   121 М е х а н і к а  е л е м е н т і в  к о н с т р у к ц і й   Рис. 3. Зависимость К =f(су)   Рис. 4. Зависимость k/(cy)0.5 = cу Предварительный анализ результатов расчета показал, что для несу-щих поверхностей с заданным профилем 12% по параметру максимальной дальности  самым выгодным является дискообразное крыло, которое обес-печивает параметр k/(cy)0.5 выше, чем у прямого крыла. При этом кольцевое крыло с такой толщиной профиля имеет в два раза меньше параметр, чем у дискообразного крыла.  Но при уменьшении толщины профиля кольцевого крыла до 4 % имеет место значительное увеличение максимального значе-ния параметра k/(cy)0.5 ≈ 220, т.е. в три раза выше, чем у дискообразного крыла.  Как следует из зависимостей mz (су) возможные балансировочные по-тери несущих свойств крыла кольцевого типа будут значительно меньше, чем у прямого и дискообразного крыльев.  122 М е х а н і к а  г і р о с к о п і ч н и й  с и с т е м   Рис. 5. Зависимость mz = f( су)  Сравнение с классической схемой  Ниже приводятся результаты сравнения аэродинамических характе-ристик исследуемых моделей с данными модели самолета классической схемы Аэропракт А-20. На рис. 6 – рис. 8 представлены зависимости         cу =f (α),  К =f(су) , k/(cy)0.5 =f(су).   Рис. 6. Зависимость су = f(α)   123 М е х а н і к а  е л е м е н т і в  к о н с т р у к ц і й   Рис. 7.  Зависимость К =f(су)    Рис. 8. Зависимость k/(cy)0.5 = су  Предварительные анализы результатов расчета из сравнения макси-мумов зависимостей К(cу) и К/cy0.5(cу) показали, что крыло кольцевого типа при равном значении нагрузки на крыло способно обеспечить значительно большую продолжительность и дальность полета, в сравнении с классиче-ской схемой. В сравнении с данными А-20 при всех прочих равных усло-124 М е х а н і к а  г і р о с к о п і ч н и й  с и с т е м  виях максимальная дальность полета может быть увеличена до 4-х раз, а крейсерская скорость полета может быть увеличена в 2 раза.  Выводы Представленные зависимости (рис. 2 – рис. 5) демонстрируют, что самой выгодной несущей поверхностью, образованные симметричным профилем толщиной С=12%, по параметру максимальной дальности k/(cy)0.5  является дискообразное крыло, которое обеспечивает параметр k/(cy)0.5 в два раза выше, чем прямого крыла. Но при уменьшении толщины профиля кольцевого крыла до 4 % имеет место значительное увеличение максимального значения параметра k/(cy)0.5 ≈ 220, т.е. в три раза выше, чем у дискообразного крыла. Как следует из сравнения зависимостей cу (α), представленных на рис. 6, самое высокое значение yc, и соответственно самые большие аэро-динамические нагрузки, действующие на конструкцию, имеет модель са-молета классической схемы Аэропракт А-20. При этом значение yc(и со-ответственно значения нагрузок на конструкцию) для кольцевого крыла меньше ориентировочно в 2 раза; Как следует из сравнения зависимостей cу (α), представленных на рис. 6, у кольцевого крыла максимальные несущие свойства крыла, опре-деляемые значением Cymax  выше, чем у самолета классической схемы. При этом характер сваливания является значительно более плавным, а значение критического угла атаки αS существенно большим, чем у самолета класси-ческой схемы. Как следует из (2), это однозначно определяет меньшие зна-чения характерных скоростей полета и более высокие взлетно-посадочные характеристики ЛА; Применение в компоновке ЛА несущей поверхности замкнутого ти-па обеспечивает однозначное преимущество в комплексе летных характе-ристик изделия в сравнении с классической схемой и является исключи-тельно целесообразным. Список использованной литературы 1. Ударцев Е. П. Эксплуатационная аэродинамика. Траекторные задачи: Учебное пособие. / Е. П. Ударцев, А. М. Переверзев, С. А. Ищенко. // Киев: КМУГА. – 1998. – С. 136. 2. Флэтчер Д. Вычислительные методы в динамике / Д. Флэтчер. // М. Машиностроение. – 1988. – С. 98. 3. Мхитарян А. М. “Аэродинамика” / А. М. Мхитарян. // М. Машиностро-ение. – 1976. – С. 448. 125 М е х а н і к а  е л е м е н т і в  к о н с т р у к ц і й  4. «CS-VLA». DECISION NO. 2003/18/RM OF THE EXECUTIVE DIRECTOR OF THE AGENCY of 14 November 2003  5. Кашафутдинов С. Т. Атлас аэродинамических характеристик крыло-вых профилей / С. Т. Кашафутдинов, В. Н. Лушин. // Новосибирск. – 1994. – С. 80. 

https://er.nau.edu.ua/bitstream/NAU/24024/1/%d0%a1%d1%82%d0%b0%d1%82%d1%8c%d1%8f%20%20%e2%84%96%203.pdf

Ожидаемое улучшение эксплуатационных характеристик летательных аппаратов с высоконесущим крылом малого удлинения

Abstract

Similar works

Full text

Available Versions

Scientific and technical library of the National Aviation University

Інституційний репозитарій erNAU (Electronic Repository of the National Aviation University)