Введение к работе
Актуальность темы. На протяжении всего периода существования авиации совершенствование аэродинамических характеристик летательных аппаратов является необходимым условием ее прогресса. Самолеты будущих поколений должны обладать целым рядом качественных преимуществ, обеспечивающих конкурентоспособность на международном и внутреннем рынках. В их числе: высокий уровень топливной эффективности, который предполагается достигнуть за счет повышения аэродинамического качества самолета на режиме крейсерского полета и применения высокоэкономичных двигателей увеличенной степени двухконтурности; высокий уровень безопасности полетов, обеспечение жестких требований по экологии. Новые поколения магистральных пассажирских самолетов, несмотря на разнообразие исследуемых схем, будут иметь аэродинамические компоновки со стреловидными крыльями и турбореактивными двигателями большой двухконтурности. Это позволяет опираться при разработке их аэродинамических компоновок на тот научный задел, который был накоплен в ходе исследований по аэродинамике предыдущего поколения самолетов, что делает актуальной работу по анализу и обобщению полученных в ходе этих исследований результатов.
Особую актуальность в связи с созданием нового поколения магистральных самолетов имеют исследования по разработке новых аэродинамических компоновок скоростных крыльев, по проблеме интерференции турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) со стреловидным крылом при до- и околозвуковых скоростях.
Цель работы. Исследование и разработка мероприятий по совершенствованию аэродинамики стреловидного крыла большого удлинения и снижению сопротивления интерференции конфигурации «крыло-пилон-гондола ТРДД» на режимах крейсерского полета.
Для ее достижения необходимо решение следующих задач:
Выявить особенности обтекания и поведения аэродинамических характеристик сверхкритического крыла большого удлинения, рассчитанного на околозвуковые числа Маха.
Определить влияние базовых параметров крыла на его аэродинамику.
Разработать аэродинамические компоновки крыльев для магистральных самолетов с крейсерскими числами Маха до 0.85.
Выполнить анализ источников интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД».
Определить диапазон рациональных значений параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД», обеспечивающих минимальную вредную интерференцию.
Исследовать особенности аэродинамики гондол ТРДД при существенном смещении их вдоль хорды крыла вплоть до задней кромки.
Дать экспериментальную оценку эффективности методов проектирования компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» с помощью локальных деформаций поверхности.
Проанализировать влияние степени двухконтурности гондол ТРДД на аэродинамические характеристики магистрального пассажирского самолета.
Определить диапазон рациональной степени двухконтурности ТРДД на примере магистрального пассажирского самолета.
Дать сравнительную оценку эффективности ряда устройств, предназначенных для воздействия на аэродинамические характеристики самолета на больших углах атаки.
Методы исследования. В работе использован комплексный подход, основанный на проведении дополняющих друг друга экспериментальных исследований аэродинамических моделей в аэродинамических трубах (АТД) ЦАГИ и расчетных исследований аэродинамических характеристик по программам расчета, разработанным и применяемым в ЦАГИ.
Научная новизна работы заключается в следующему
-
На основе комплексного анализа экспериментальных исследований показаны особенности обтекания стреловидных крыльев большого удлинения, спроектированных по сверхкритическим профилям ЦАГИ.
-
Определено влияние базовых параметров сверхкритического стреловидного крыла на его аэродинамику.
-
Определены геометрические параметры аэродинамических компоновок стреловидных крыльев со средне-пиковым характером эпюр давления, рассчитанных на крейсерские числа Маха от М=0.75 до М=0.85.
-
Получены результаты экспериментальных исследований по влиянию увеличения степени двухконтурности ТРДД в пределах от т«5 до ткЗО на аэродинамические характеристики модели магистрального пассажирского самолета со сверхкритическим крылом и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» на режиме крейсерского полета.
-
Выявлены особенности аэродинамики гондол ТРДД при существенном смещении их вдоль хорды крыла.
-
Выполнена экспериментальная проверка методов уменьшения сопротивления интерференции компоновки ЛА, основанных на согласовании обтекания гондолы, пилона и крыла за счет выбора взаимного положения и ориентации гондолы относительно крыла, а также дополнительной деформации поверхностей пилона и крыла.
-
Получена оценка сравнительной эффективности различных аэродинамических устройств (вихрегенераторов, стекателей, перегородок и т.д.), воздействующих на обтекание крыла для улучшения характера протекания зависимости момента тангажа на больших углах атаки
-
Получена экспериментальная оценка влияния переднего наплыва на стреловидном крыле со средне-пиковым характером эпюр давления как средства повышения его аэродинамического качества и характеристик продольной статической устойчивости на больших углах атаки.
Достоверность результатов. Результаты экспериментальных исследований получены в аттестованных аэродинамических трубах ЦАГИ, расчеты выполнены по программам, разработанным и протестированным в ЦАГИ.
Практическая ценность:
-
Результаты исследований положены в основу при создании аэродинамических компоновок самолетов ТУ-204, ТУ-334 и др.
-
Результаты проведенных исследований по аэродинамике сверхкритических крыльев учтены при разработке вариантов аэродинамических компоновок крыльев перспективных БСМС (МС-21) и PC (RRJ-95).
-
Результаты исследований компоновок «крыло-пилон-гондола ТРДЦ» использованы в практических рекомендациях по оптимальному расположению гондол относительно крыла для магистральных пассажирских самолетов ТУ-204, ИЛ-96-300; RRJ-95.
-
Результаты выполненных исследований по влиянию гондол ТРДЦ сверхвысокой степени двухконтурности на аэродинамические характеристики самолета и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ» использованы при выборе основных параметров компоновки самолета МС-21.
На защиту выносятся:
-
Результаты экспериментальных исследований по физике обтекания сверхкритических крыльев, по влиянию формы профилей крыла и других его параметров на аэродинамику магистральных самолетов.
-
Результаты исследований различных подходов к проектированию компоновок стреловидных сверхкритических крыльев большого удлинения.
-
Результаты исследований и оценка эффективности методов снижения сопротивления интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ». Рекомендации по отработке параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ».
-
Результаты экспериментальных исследований по влиянию степени двухконтурности ТРДД на аэродинамические характеристики и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ».
-
Оценка сравнительной эффективности аэродинамических устройств, воздействующих на обтекание крыла, для улучшения характеристик продольной статической устойчивости на больших углах атаки.
Апробация работы
Результаты диссертации докладывались и обсуждались на 3-й Научно-технической конференции СибНИА (Новосибирск, 1984г.), Советско-французском симпозиуме ONERA-ЦАГИ (Париж, 1987г.), Юбилейной научно-технической конференции ЦАГИ (Жуковский, 1993г.), Международной конференции «Авиация - пути развития», (Москва, 1993г.), Международных симпозиумах «Авиационные технологии XXI века», (Жуковский, 1999, 2001, 2007гг..), школах-семинарах ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов» (п. Володарского, 1994+2010 г.г). Материалы диссертации рассматривались на семинарах ЦАГИ по аэродинамике и по аэродинамическому проектированию. В полном объеме диссертация рассматривалась на научно-техническом совете НИО-2 ЦАГИ.
Публикации
Основные результаты диссертации опубликованы в 23 работах.
По результатам исследований, отраженных в работе, получено 4 авторских свидетельства.
Структура и объем диссертации
