автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Проблемы интеграции двигателя в компоновке дозвуковых пассажирских самолетов

Экз №

Департамент авиационной промышленности Министерства промышленности и торговли Российской Федерации

Федеральное государственное унитарное предприятие «ЦЕНТРАЛЬНЫЙ АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ им. профессора Н.Е. Жуковского» ФГУП «ЦАГИ»

На правах рукописи

УДК: 629.735.33.01: 629.735.33.026.6

Инв. № 10/3813

0@4fc.vj

Уджуху Аслан Юсуфович

ПРОБЛЕМЫ ИНТЕГРАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ В КОМПОНОВКЕ ДОЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ

Специальность 05.07.02 Проектирование, конструкция и производство ЛА

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Жуковский - 2010

004607042

Работа выполнена в ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» Департамента авиационной промышленности Министерства промышленности и торговли Российской Федерации

Научный руководитель: доктор физико-математических наук

Чернышев Сергей Леонидович

Научный консультант: доктор технических наук Петров

Альберт Васильевич

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук

C.B. Ляпунов

кандидат физико-математических наук В.Е. Макаров

Ведущая организация: ОАО «ОКБ им. Туполева»

Защита состоится 1 июня 2010 г. на заседании диссертационного совета Д 403.004.01 при Центральном аэрогидродинамическом институте по адресу: 140180, Жуковский, Московская область, ул. Жуковского, 1.

Отзывы (в двух экземплярах, заверенные печатью учреждения) просим направлять по адресу: 140180, г. Жуковский, Московская обл., ул. Жуковского д. 1 Диссертационный совет №Д403.004.01 при ФГУП «ЦАГИ имени профессора Н.Е. Жуковского».

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Центрального аэрогидродинамического института.

Автореферат разослан 28 апреля 2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета № Д 403.004.01

при ФГУП «ЦАГИ»

Доктор технических наук, профессор ^В.М. Чижов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Процесс проектирования перспективных магистральных самолетов включает в себя анализ летно-технических характеристик самолета и оптимизацию его основных параметров. Глубина проработки проекта и обоснованность принимаемых технических решений во многом зависят от качества используемых расчетных методов. В частности, проблема достижения высокой топливной эффективности магистральных самолетов не может успешно решаться без детального анализа и минимизации всех составляющих аэродинамического сопротивления. Важное место в этом анализе занимают задачи определения дополнительного сопротивления, обусловленного взаимной интерференцией элементов планера и силовой установки, поиска наилучшей интеграции силовой установки с элементами компоновки планера.

Теоретические основы аэродинамической интерференции двигателя с элементами компоновки разработаны достаточно давно, однако в связи со сложностью рассматриваемой задачи и необходимостью учета множества факторов, влияющих на конечный результат, существует объективная потребность в углубленном исследовании данной проблемы с привлечением методов численной аэродинамики. Детальное изучение этих проблем позволяет отыскать некоторые дополнительные резервы в повышении эффективности самолета, что способствует решению актуальной задачи повышения топливной экономичности пассажирских самолетов.

Цели работы:

- поиск рациональной интеграции двигателя с элементами компоновки самолета для минимизации затрат мощности на создание эффективной тяги;

- определение возможностей снижения расхода топлива, потребного на полет дозвукового самолета с заданной скоростью, за счет лучшей интеграции двигателя.

Научная новизна работы состоит в том, что в ней впервые:

1 - Разработан и апробирован метод расчета эффективных характеристик силовой установки, размещенной в комбинации с элементами компоновки планера. Оригинальность метода состоит в том, что он базируется на понятии сил, действующих на источники, моделирующие геометрический контур тел и вытесняющее действие пограничного слоя, и позволяет учитывать влияние на эффективную тягу изменений в профильном сопротивлении, включая возникновение интерференционного сопротивления, вызванного действием сил давления в неоднородном потоке;

2-Разработан удобный для применения метод численного решения уравнений для интегральных соотношений турбулентного пограничного слоя, основанный на преобразовании дифференциальных уравнений к трансцендентному виду. Данный метод обеспечивает на каждом шаге интегрирования нахождение величины площади потери импульса в области допустимых значений;

3 - Получены оценки улучшения характеристик самолета за счет оптимизации формы обводов мотогондолы с толкающим соосным винтом и образования поджатая обводов фюзеляжа при расположении винтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа;

4 - Получены соотношения, позволяющие оценить преимущества расположения движителя в аэродинамическом следе за телом в результате увеличения полетного КПД силовой установки;

5 - Проведено сравнение повышений полетного КПД силовой установки за счет расположения движителя в аэродинамическом следе и при увеличении степени двухконтурности, что раскрывает резервы улучшения экономичности силовой установки по расходу топлива;

6 - На основе комплексного анализа летно-технических характеристик вариантов ближне-среднего магистрального самолета показаны преимущества по расходу топлива компоновки с силовой установкой с движителем, расположенным в аэродинамическом следе фюзеляжа (самолет с интегрированной силовой установкой), по сравнению с традиционной схемой самолета.

На защиту выносятся:

• Метод расчета эффективных характеристик силовой установки, позволяющий учесть взаимное расположение движителя и элементов компоновки J1A, а также особенности их геометрической формы;

• Рекомендации по способам повышения эффективности самолета за счет улучшения интеграции силовой установки с элементами планера.

Достоверность полученных в работе оценок эффективной тяги подтверждается сравнением расчетных результатов с экспериментальными данными испытаний тематических моделей комбинации тело вращения -толкающий винт, проведенных в АДТ ЦАГИ и NASA.

Практическая значимость работы заключается в возможности использования полученных результатов при проектировании компоновок перспективных магистральных самолетов.

Апробация. Результаты диссертации докладывались и обсуждались:

• На Юбилейной конференции в честь 150-летия Н.Е. Жуковского (Москва 1998 г.);

• На семинаре в Центральном институте авиационного моторостроения им. П.И. Баранова (Москва 2000 г.);

• На Международной конференции на Московском авиационно-космическом салоне (МАКС-2001), 2001 г.

Публикации. По теме диссертации автором опубликовано 8 работ (список в конце автореферата).

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и рисунков. Диссертация содержит 157 страниц, из них 121 страница основного текста с 14 рисунками и 15 таблицами, 6 страниц списка использованных источников из 58 наименований и 30 страниц в конце книги с 44 рисунками.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении обосновывается актуальность рассматриваемой в диссертации темы, изложены основные научные и практические результаты отечественных и зарубежных исследователей, приводится общая характеристика работы. Отмечается, что исследованиям аэродинамической интерференции и вопросам интеграции силовой установки в компоновке дозвуковых самолетов уделяется достаточное внимание, однако используемые методы требуют дальнейшего развития.

На основе изложенного состояния проблемы сформулированы цели и задачи исследования.

В первой главе рассмотрены некоторые вопросы аэродинамической интерференции. Движитель силовой установки самолета, создавая силу тяги, воздействует на окружающий поток, поэтому условия обтекания тел, находящихся в потоке, будут зависеть также и от режима работы движителя. В свою очередь, окружающие движитель тела оказывают влияние на условия работы движителя. Для учета эффектов аэродинамической интерференции в научной литературе вводится понятие эффективной тяги движителя, равной алгебраической сумме тяги движителя, установленного в комбинации с телом, и приращения аэродинамической силы на теле, вызванного работой движителя.

Используемая в работе методика расчетного исследования аэродинамической интерференции основана на разделении возмущений, вносимых в набегающий поток, на возмущения от движителя, и от окружающих движитель тел. В рамках модели течения с пограничным слоем, последний тип возмущений может быть вызван вытесняющим действием геометрической формы тел с учетом толщины вытеснения пограничного слоя и следа (эффективный контур тела), или вязкими силами, сконцентрированными внутри пограничного слоя и следа за телом.

Если ограничиться рассмотрением малых возмущений, вызванных вытесняющим действием эффективного контура тела, то применение основных теорем гидродинамики к струе идеальной жидкости, создаваемой движителем, показывает, что коэффициент эффективной тяги комбинации движитель-тело будет равен:

®зфф = V) -1 + 2р,й(У) -1), (1)

где р = ^1-мГ.

Таким образом, коэффициент эффективной тяги зависит от двух относительных скоростей: V) - относительной скорости в струе за движителем при ее полном расширении (далеко за движителем) и и -осредненной относительной возмущенной скорости, индуцированной вытесняющим действием эффективного контура тела. Если движитель помещается в зону течения, где возмущенная скорость и>0 (в зону разогнанного потока), то, как видно из уравнения (1), при одинаковом значении скорости в струе V] эффективная тяга комбинации движитель-тело

увеличивается, что объясняется появлением силы давления, действующей на тело в направлении вектора тяги. Если и < 0 (движитель находится в зоне заторможенного потока), сила давления будет создавать дополнительное сопротивление и эффективная тяга системы движитель-тело будет снижаться.

Приращение аэродинамического сопротивления Схд, определяется по формуле:

С,л=-2Й(У,-1). (2)

Знак минус в формуле (2) означает, что при положительной относительной скорости и сила сопротивления будет отрицательная, т.е. силы давления, действующие на эффективный контур тела, создают дополнительную тягу. Приращение аэродинамического сопротивления Сха может интерпретироваться как аналог силы Архимеда. В работе показано, что формула (2) справедлива как для случая несжимаемой жидкости, так и для сжимаемого потока в рамках допущения о малости вносимых возмущений, что позволяет провести линеаризацию уравнения Бернулли.

В диссертационной работе показано, что соотношение (2) может быть получено также с помощью рассмотрения сил, действующих на источники. На источник интенсивностью q, помещенный в неоднородный поток жидкости, действует сила, равная:

- 2Х

X = -=£■ =-2<1 + п)ч

ру:

Допустим, что в однородном потоке расположена система дискретных источников-стоков, которая . моделирует обтекание некоторого тела (рисунок 1). Если тело замкнуто, то сумма интенсивностей Для замкнутого тела: Еч=0; X=О

источников-стоков

равна нулю Если тело Рисунок 1 - Сила, действующая на систему

/ источников - стоков

разомкнуто (полубесконечное тело),

сумма интенсивностей источников-стоков равна площади 8 сечения тела на бесконечности.

Рассмотрим силы, возникающие под влиянием возмущенной скорости и. Применив формулу Х = -21щ для оценки взаимодействия пар источников можно убедиться, что суммарная сила, действующая на систему дискретных источников-стоков равна нулю, что подтверждает парадокс Даламбера.

Рассмотрим систему движитель-тело, в которой контур тела моделируется распределением вдоль оси тела источников-стоков интенсивности яь, а активный диск - слоем стоков интенсивностью (рисунок 2). Силовое взаимодействие источников-стоков тела, также как и стоков активного диска не может дать результирующей силы. Сила давления Ха, действующая на тело, появляется под влиянием обдува источников-

Х=-21Ч

Х7

а, ш.

Чь "J..

стоков тела дь возмущенной скоростью, вызванной слоем стоков активного диска и]. Эта сила равна по модулю, но противоположна по направлению силе, действующей на стоки активного диска под влиянием

возмущенной скорости, вызванной Чь = Я ! <1] =-С^з-1)

системой ИСТОЧНИКОВ-СТОКОВ тела Рисунок 2 - Система движитель - тело

иь. Таким образом, получаем, что

__г _

Ха = - 2 |и)дь^ = 2ч)|йь(1(1 =-2(У;-1)|иь(1о. (3)

О о о

Если перейти к коэффициенту аэродинамической силы, разделив левую и правую части уравнения (3) на площадь активного диска 8В, получаем выражение для С14, аналогичное (2), с уточнением способа определения осредненной скорости и. Осреднение возмущенной скорости, вызванной влиянием источников-стоков тела, следует проводить не по радиусу, а по площади активного диска:

Jubdo

S.

Полетный (тяговый) КПД системы движитель-тело без учета вязких сил зависит только от скорости Vj и определяется по следующей формуле:

Ч = (4)

1 + Vj

Представление коэффициента эффективной тяги в виде (1) дает возможность простой и достаточно точной оценки ее значения в процессе численного решения задачи обтекания тела. Относительная скорость Vj однозначно связана с коэффициентом тяги движителя, а относительная скорость и находится в результате несложной численной процедуры осреднения по площади активного диска движителя продольной скорости, индуцированной телом. Данная задача может быть решена с достаточной точностью с помощью моделирования обтекания тела системой дискретных гидродинамических особенностей, например, источников-стоков.

Преимуществом расположения движителя в следе за телом, в том числе за фюзеляжем самолета, является уменьшение потребной мощности двигателя для установившегося горизонтального полета с заданной скоростью. Экспериментальное подтверждение положительного эффекта от размещения движителя в следе за телом было получено при испытаниях модели дирижабля с толкающим винтом, расположенным в кормовой части корпуса, в аэродинамической трубе NASA.

На рисунке 3 приведены результаты измерения мощности на валу винта, установленного в кормовой части модели дирижабля,

и при размещении винта в свободном

невозмущенном потоке. Крейсерский режим (равновесие тяги и сопротивления) соответствует случаю, когда эффективная тяга ТЭфф равна сопротивлению корпуса дирижабля Х0 при неработающем винте. Испытания показали, что для движения дирижабля с одинаковой скоростью в случае расположения винта в кормовой части корпуса требуется на 30% меньшая мощность по сравнению со случаем расположения винта в свободном потоке.

Полетный (тяговый) КПД движителя, установленного в аэродинамическом следе фюзеляжа самолета, можно оценить по следующей формуле:

Относительная мощность на валу винта в крейсерском полете 1,0 ■

п

(5)

У2 + Уз

0,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2

Относительная эффективная тяга винта, Тэфф / Х„

Рисунок 3 - Экспериментальное подтверждение эффективности размещения винта в кормовой части корпуса дирижабля

Осредненная скорость в следе за телом У2 меньше набегающей скорости, поэтому Уг <1, кроме того, при расположении движителя в следе фюзеляжа требуется меньший разгон потока в струе, т.е. У3 < V;. В результате полетный КПД, определенный по формуле (5), будет превышать значение, найденное по формуле (4).

Формулы (4)-(5) объясняют причину появления положительного эффекта при расположении движителя в аэродинамическом следе и удобны для применения, например, в задаче сопоставления эффекта расположения движителя в следе фюзеляжа с повышением степени двухконтурности силовой установки в свободном потоке.

Эффект размещения движителя в следе за фюзеляжем можно представить также в виде условного снижения аэродинамического сопротивления самолета. В диссертационной работе показано, что величина коэффициента условного снижения аэродинамического сопротивления ДСХ, отнесенная к величинам коэффициента сопротивления самолета С„ коэффициента сопротивления фюзеляжа СХф, может быть следующим формулам:

АС, _ 1 -Уг АС, _ Уз-У;

С„ С, " 1 + Уз '

-"х с-та

определена по

Соотношение между относительными скоростями Уг и Уз находится по следующей формуле:

Уз =

С.Ф

(7)

Из формул (6)-(7) следует, что если осредненная относительная скорость в следе фюзеляжа составляет, например, У2 = 0.75, а соотношение коэффициентов сопротивления Сх с-та^Сх ф = 4, то относительная скорость потока в струе двигателя будет равна Уз = 1.75 и условное снижение общего сопротивления самолета составит ДСх/Схс.та = 0.091, а условное снижение сопротивления фюзеляжа составит ДСх/СХф = 0.364.

Таким образом, в первой главе рассмотрен метод, основанный на выделении компонентов возмущенной скорости, и получены расчетные формулы для анализа аэродинамической интерференции, возникающей между элементами компоновки дозвукового самолета и движителем силовой установки. Также показаны преимущества расположения движителя в аэродинамическом следе за телом.

Во второй главе рассмотрена методика расчета профильного сопротивления тела с учетом влияния струи движителя. Профильное сопротивление тела при обтекании вязким потоком определяется в соответствии с теорией пограничного слоя, согласно которой область завихренного течения жидкости, в которой заметно проявляются силы вязкости, сосредоточена в тонком пограничном слое, непосредственно примыкающем к обтекаемому телу. Рассмотрена задача безциркуляционного обтекания тела, которая может быть решена методом источников-стоков.

На первом этапе расчетов решается задача невязкого обтекания тела. С этой целью на поверхности тела помещаются источники, интенсивность которых находится из граничных условий непротекания. По найденным интенсивностям источников-стоков, моделирующих обтекание тела, находится поле скоростей на поверхности обтекаемого тела.

Затем с использованием уравнений для интегральных соотношений пограничного слоя методом Грина определяются в первом приближении распределения сил трения, толщин вытеснения и потери импульса. Распределения скоростей внешнего потенциального потока и толщин вытеснения позволяют определить интенсивности источников-стоков пограничного слоя и стоков аэродинамического следа, которые изменяют эффективную форму обтекаемого тела. Для согласования параметров пограничного слоя и внешнего потенциального течения используется итерационный процесс, в результате которого по уточненному контуру эквивалентного тела находятся новые значения параметров внешнего потенциального течения и определяются новые распределения параметров пограничного слоя.

В диссертационной работе показано, что также как и в интерференционном сопротивлении, часть профильного сопротивления тела, связанная с действием сил давления, может быть определена с помощью расчета сил, действующих на источники-стоки.

Профильное сопротивление Хр, отнесенное к скоростному напору набегающего потока, определяется по следующей формуле:

где Хтр - результирующая сил аэродинамического трения, действующих по касательной к поверхности обтекаемого тела, а суммирование сил и^я.,, действующих на дискретные источники-стоки тела qti, дает величину результирующей сил давления, обусловленных вытесняющим действием пограничного слоя и следа. Относительная скорость в формуле для профильного сопротивления является возмущенной скоростью, индуцированной системой источников-стоков, моделирующих вытесняющее действие пограничного слоя и вязкого следа за телом.

При численном решении уравнений для интегральных соотношений пограничного слоя возникает проблема получения решения в области допустимых значений (толщина вытеснения и толщина потери импульса должны оставаться на каждом шаге интегрирования положительными величинами). В модели ламинарного пограничного слоя разработаны однопараметрический и двухпараметрический методы, которые устраняют данную проблему. Для решения уравнений турбулентного пограничного слоя в данной работе предложен метод численного расчета, основанный на допущениях, позволяющих в пределах каждого шага интегрирования найти решение в квадратурах и свести дифференциальное уравнение к трансцендентному уравнению следующего вида:

где искомый параметр х = равен отношению площадей потери импульса

на правом и левом Бц конце >го отрезка интегрирования, а коэффициенты А и В определяются параметрами потока. Уравнение (9) решается численно, причем достаточная точность решения достигается уже на третьей итерации. Метод численного решения уравнения (9) поясняется на рисунке 4.

Определив численно значение корня х* и, зная площадь потери импульса 8ц на левом конце ^того отрезка, можем найти величину площади потери импульса в]* = х* Бу на правом конце. Структура уравнения (9) такова, что искомое решение х является величиной положительной, что обеспечивает положительность площади потери импульса , поэтому предлагаемый численный метод решения интегральных уравнений турбулентного пограничного слоя не налагает жестких требований на величину шага интегрирования.

Для апробации разработанного метода были проведены расчеты обтекания фюзеляжей, имеющих одинаковые носовую и цилиндрическую части и различные хвостовые части. Общая длина первого тела вращения

(8)

(9)

в;;

составляет £ = 2348 мм, удлинение X = 7.87, длина второго тела £ = 2626 мм и удлинение X = 8.8. Расчетное распределение вдоль оси тела коэффициента трения cf и толщины потери импульса 8 показано на рисунке 5. Протяженность ламинарного

пограничного слоя на обоих телах одинакова и составляет Х„ = 100 мм. В кормовой части более короткого тела вращения коэффициент трения снижается практически до нулевого значения, что свидетельствует о возможности возникновения зоны отрывного течения. Зависимости, характеризующие влияние числа Рейнольдса Re на коэффициент трения и коэффициент профильного сопротивления, показаны на рисунках 6-7. Коэффициент трения короткого фюзеляжа меньше коэффициента трения более вытянутого фюзеляжа. Однако, на коротком фюзеляже возникает большее сопротивление давления, вследствие чего различие в полном аэродинамическом сопротивлении рассматриваемых фюзеляжей не так заметно как различие в сопротивлении трения. Этот факт подтверждают результаты трубных испытаний в АДТ Т-106ЦАГИ.

Рассмотренные подходы позволили сформировать метод расчета профильного сопротивления тел в присутствие струи движителя. Метод основан на использовании сил, действующих на источники, и применении формулы аналогичной (8). Отличие состоит только в том, что для учета влияния струи движителя к возмущенной скорости u6i в формуле (8) необходимо добавить возмущенную скорость, индуцированную движителем. В работе рассмотрены способы расчета поля скоростей, создаваемых движителем, и влияние на них сжимаемости потока.

С использованием разработанного метода проведен расчет профильного сопротивления тела вращения, в кормовой части которого установлен винтовой движитель. Расчетные данные сравнивались с результатами испытаний тематической модели в АДТ Т-102 ЦАГИ. Расчетная схема, используемая при определении профильного сопротивления тела вращения, приведена на рисунке 8. Действительный поток с вязким пограничным слоем заменяется потенциальным потоком, обтекающим эквивалентное полубесконечное тело, получаемое в результате добавления к геометрическому контуру тела толщины вытеснения пограничного слоя и аэродинамического следа за телом. Толщина вытеснения определяется при

Рисунок 4

решении интегральных уравнений пограничного слоя. На рисунке 8 приведен расчетный профиль скорости потенциального потока, обтекающего

С, 6" мм

0.004 40

0.003 30

0.002 20

0.001 10

0

¿ = 2348 м: А. = 7.87

1000

2500 X, мм

Рисунок 5 - Расчетное распределение коэффициента трения и толщины потери импульса пограничного слоя по длине фюзеляжа

С* 0,10

0,06

0,04

0,02

__1=2148 мм

I I | 1 I

20

Ке/10

Рисунок 6 - Расчетные значения сопротивления трения

Сх 0,10

0,08

0,06

0,04 --

0,02

- Г7-

- - [Л

Р сче п э :спе эш ент Г-1( 6:

'.Г2 626 348 мм мм о 2626 мм

А Ш8 мм

20

Яе/Ю

Рисунок 7 - Профильное сопротивление фюзеляжей

эквивалентное полутело. Расчет проведен методом гидродинамических особенностей по панельной программе, дополненной процедурами расчета параметров пограничного слоя интегральным методом. Профиль скоростей

13

Пограничный слон

Расчетные профили скорости (без индукции винтя): к Вязкий поток, 11ср

Контур эквивалентного полу -бесконечного тела

0.988 ; «""=«.0078 ; С,=0.00П ; 8 = 0.067

Потенциальный

поток, Ucp = 0.85

Рисунок 8 - Расчетная схема для определения профильного сопротивления

вязкого потока, соответствующий семейству профилей Coles, получен на основе расчетных значений толщины потери импульса 8"*, толщины пограничного слоя 5, а также значения коэффициента аэродинамического трения Cf. Численная процедура осреднения по площади активного диска скорости потенциального потока показывает, что относительная средняя

скорость составляет Ucp = 0.85. Таким образом, средняя возмущенная скорость

Приращение коэффициента сопротивления тела, АС = ДХ"1"

qS.

0,10 0,08 0,06 0,04 0,02 0,00 -0,02

-0,1 О 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5

т

коэффициент тяги винта, В = — qS»

Рисунок 9 - Сравнение расчетных и экспериментальных данных

и = - 0.15.

На рисунке 9 приведены расчетные и экспериментальные значения приращения коэффициента аэродинамического сопротивления тела

•- Эксперимент в АДТ Т-102 ЦАГИ

• • у/ « /

вследствие роста аэродинамического трения

1 сопротивление интерференции С^ = - 2 u (V¡ -1)

вращения, возникающего под действием работающего винта. Расчетная величина коэффициента приращения аэродинамического сопротивления ЛС11[Л> состоит из двух составляющих - сопротивления интерференции Схд,

зависящего от скоростей и и Vj, и определяемого по формуле (2), и приращения профильного сопротивления, связанного с увеличением аэродинамического трения. Как видно из данных рисунка 9, расчетные и экспериментальные величины имеют достаточно хорошее согласование.

В третьей главе рассмотрены модели воздушного винта, позволяющие проводить оценку эффективности его работы с учетом профильных потерь, возникающих при обтекании сечений лопастей винта. В отличие от подходов, основанных на импульсной теории и применяемых в предыдущих главах для оценки влияния винтовых движителей на профильное сопротивление тела, в данной главе рассматривается лопастная теория воздушного винта. В работе рассмотрена задача оптимизации формы мотогондолы с толкающим соосным винтом для обеспечения наибольшего эффективного КПД системы винт - мотогондола.

Для сечений лопасти ( К - количество лопастей винта) справедливы следующие соотношения для определения элементарных значений тяги винта dT и момента dQ, препятствующего кручению винта: dT = pUKrdr-npVIKrdr, dQ=pVIKrrdr + fipUKrrdr.

Окружная U и осевая Vx составляющие набегающей скорости потока с плотностью р в сечении лопасти винта определяются с учетом индуктивных скоростей, индуцированных вихревой системой винта. В данной работе используется модель вихревой системы в виде коаксиальных цилиндрических поверхностей (рисунок 10) с распределенными вихревыми слоями интенсивности yt (вихревые нити направлены по окружностям поперечных сечений цилиндрических поверхностей) и ух (вихревые нити направлены вдоль образующих цилиндрических поверхностей).

Распределение циркуляции Г вдоль радиуса лопасти г находится из условия обеспечения заданного коэффициента тяги винта при минимальных индуктивных потерях с использованием теоремы Бетца. Распределение коэффициента подъемной силы по сечениям лопасти винта, имеющим ширину хорды Ь, определяется по значению циркуляции из следующих соотношений:

--- г — w

С = 2Г W, Г = —, W = —.

bv„' V.

С учетом скорости, индуцированной мотогондолой имг, модуль абсолютной скорости W для соосного винта, вращающегося с угловой скоростью £2, определяется как векторная сумма осевой и окружной составляющих:

J, к г V ( V-+v Пг--—I +1 ' " +ч„

задний ряд винта

с. С- с, Сг с. с, с; с. с, с; с; с, -<?-е с с с

<; с Сг Сг с, с-

-<?-с с с е

-ф-с ? с с?

я „(1Г

1 „аг

Ух =—к — 2 пт с1г

2яУ„ с1г

Рисунок 10 - Модель вихревой системы винта

Для оценки аэродинамического сопротивления сечений лопасти при критических числах Маха набегающего потока в работе использованы данные трубных испытаний винтовых профилей. Используя геометрические параметры лопасти винта (распределения по радиусу лопасти относительной ширины Ь и толщины с), а также распределение коэффициента подъемной силы сечений Су, можно определить величину обратного аэродинамического качества Ц сечения. КПД винта определяется по следующей формуле:

_ ТУ„

Расчетная схема мотогондолы приведена на рисунке 11. Увеличение миделя мотогондолы (диаметра Бмг) приводит к торможению потока в плоскости винта (рисунок 11 ), что благоприятно сказывается на эффективности работы винта.

На рисунке 12 приведены зависимости КПД соосного винта от относительной скорости потока в плоскости винта У = 1 + иМг. Торможение потока в плоскости винта приводит к уменьшению индуктивных и волновых потерь на лопастях, поэтому повышение КПД винта значительнее при больших числах Маха крейсерского полета. Так, согласно расчетным данным при Мкр = 0.75 торможение потока на 1 % приводит к увеличению КПД винта на 1.38%, а при Мкр = 0.78 - на 1.45 %, что хорошо согласуется с экспериментальными данными ЦАГИ по характеристикам соосных винтов, расположенных в заторможенном потоке. Для определения эффективного КПД использовалось значение избыточной тяги, равной разности тяги винта и сопротивления мотогондолы. Учет интерференционной силы Схд, которая в соответствии

с формулой (2) при торможении потока в плоскости винта (иМг < 0)

Активный диск

Передний ряд винта

Ъшг

И-

Задний ряд винта

-0,08 11мг

N

N

N к

N \

м 0.6

* .7

.75

1 1,2 1,4 1,6

8 О-г/Р-

Рисунок 11 - Расчетная схема мотогондолы с толкающим винтом и осредненная возмущенная скорость в плоскости активного диска винта

КПД системы

кпд вита

0,95

0,85

0,95

0,9

0,85

М= =06 _

0.75

0.78

1 1

0,9

0,95

Сх мг 0,08

0,06 0,04 0,02 0

Рисунок 12 - КПД винта и системы

М=0.78 С**г = Х/Ч8. Эффективный КПД

0,85

'Во пно ое

фе[ евд

тр ;ни<

1,2

1,4

1,6

1,8 0,г/0„

I 1,2 1,4 1,6 1,8 о«г/Т>„

Рисунок 13 - Сопротивление мотогондолы и эффективный КПД

увеличивает сопротивление мотогондолы, и, следовательно, уменьшает избыточную тягу винта, приводит к заметному ослаблению влияния торможения потока на КПД системы винт-мотогондола (КПД системы на рисунке 12). Однако, влияние торможения по-прежнему заметно, так как при Мкр = 0.78 торможение потока на 1 % приводит к увеличению КПД системы винт-мотогондола на ~0.5 %. Составляющие аэродинамического сопротивления мотогондолы при различных диаметрах ее миделя

приведены на рисунке 13. При увеличении миделя мотогондолы увеличивается не только интерференционное сопротивление Схд, но и сопротивление, связанное с трением, и волновое сопротивление. Учет всех компонентов сопротивления мотогондолы при определении избыточной тяги винта приводит к значительному ослаблению положительного влияния увеличения миделя. Так, при числе Маха крейсерского полета Мкр = 0.78 переход от обычной формы мотогондолы (ЦМД)ВТ = 1.13) к форме с увеличенным миделем (ВМ1Л)вт= 1.25) приводит к повышению эффективного КПД только на ~0.4 % (рисунок 13), дальнейшее увеличение миделя мотогондолы не выгодно.

Возможности повышения эффективного КПД системы винт -мотогондола за счет оптимизации формы мотогондолы получаются достаточно ограниченными, так как увеличение миделя мотогондолы, в результате которого достигается торможение потока в плоскости винта, приводит к увеличению профильного и волнового сопротивления мотогондолы. Более результативным является способ обеспечения торможения потока в плоскости винта за счет придания специальной формы обводам фюзеляжа. Если винтовые двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа, как показано на рисунке 14, придание поджатия контуру хвостовой части фюзеляжа может создать торможение потока в плоскости винтов. Степень торможения потока зависит от скорости полета и возрастает с ростом числа Маха (рисунок 15). Расположение винтов в зоне хвостовой части фюзеляжа, имеющей поджатие обводов, может привести к повышению эффективности силовой установки на 1.5 % и увеличению экономического числа Маха полета с Мкр = 0.75 до Мкр = 0.78 (рисунок 15). Данный пример показывает, что положительная интерференция может заметно улучшить эффективные характеристики винта, установленного рядом с фюзеляжем, за счет оптимизации формы хвостовой части фюзеляжа.

Отдельная часть третьей главы посвящена исследованию характеристик ТРДД с различной степенью двухконтурности при расположении движителя в аэродинамическом следе фюзеляжа. Рассматривается конфигурация силовой установки, обеспечивающая попадание заторможенного в аэродинамическом следе потока в вентиляторный контур, создающий тягу. При этом в газогенераторную часть двигателя, вырабатывающую мощность, попадает поток без потерь полного давления. Такая конфигурация силовой установки может быть реализована, например, в схеме с выносными вентиляторами.

части фюзеляжа в зоне расположения винтовентиляторов

На основе методики, изложенной в первой главе и позволяющей определить величину снижения потребной мощности двигателя при

Тэфф Активный диск

Рисунок 15 - Положительный эффект от поджатая хвостовой части фюзеляжа

расположении движителя силовой установки в следе за телом, получены расчетные оценки повышения эффективности силовой установки (рисунок 16). Эффективность силовой установки повышается с ростом степени двухконтурности. Результаты проведенного анализа показывают, что положительный эффект от размещения движителя в следе фюзеляжа возрастает при увеличении доли сопротивления фюзеляжа в общем сопротивлении самолета. При степени двухконтурности т = 5 и сопротивлении фюзеляжа, составляющем 25% сопротивления самолета, повышение эффективности силовой установки при размещении движителя в аэродинамическом следе фюзеляжа составляет 12.6%. В свободном потоке такое же повышение эффективности получается при увеличении степени двухконтурности с 5 до 11. Перспективные ТРДД, которые будут устанавливаться на новых магистральных самолетах (В787, А350, МС-21) имеют близкие значения двухконтурности (т=10-12). При размещении движителя силовой установки с т = 11 в следе фюзеляжа достигается уровень эффективности (КПД = 0.88), который не может быть достигнут в свободном потоке при удвоении степени двухконтурности (при т = 22 КПД = 0.845). Потребуется увеличение двухконтурности до значений т = 35-40. Таким образом, применение схемы силовой установки с отбором пограничного слоя более актуально для решения задачи повышения эффективности силовых установок на базе ТРДД, имеющих степень двухконтурности т = 10-12.

Если при размещении силовой установки в следе за телом поток с потерями полного давления будет поступать не только в вентиляторный контур, но и в газогенераторную часть двигателя, произойдет уменьшение термического КПД двигателя. В результате повышается расход топлива на единицу вырабатываемой мощности и заметно снижается положительный эффект в экономии расхода топлива. Например, при степени

двухконтурности т = 5 повышение эффективности силовой установки составит не 12.6 %, а только ~5%. Влияние потерь полного давления потока, поступающего во внутренний газогенераторный контур оказывает значительное влияние на эффективность силовой установки с отбором в двигатель пограничного слоя, поэтому при оценке ее характеристик следует проводить тщательное измерение параметров потока на входе в двигатель.

В четвертой главе проведено исследование возможностей повышения топливной эффективности магистральных самолетов за счет эффектов интерференции. Исследования проведены с помощью комплексной программы формирования облика и оптимизации основных параметров дозвуковых самолетов, в которой модуль расчета летно-технических характеристик разработан автором диссертационной работы.

Рассмотрена структура основных модулей комплексной программы и дано краткое описание методов, используемых при расчете аэродинамических, весовых, взлетно-посадочных характеристик, оптимизации траектории полета и определении основных параметров самолета (максимальный взлетный вес, площадь крыла, взлетная тяга двигателей), при которых выполняются заданные требования к вместимости самолета, скорости и дальности полета.

Проведен анализ летно-технических характеристик 120-местного ближнемагистрального самолета с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД) типа Д-227 (рисунок 14), имеющего расчетную дальность полета 2500 км. Дроссельные характеристики двигателя на высоте Н = 11 км при числе Маха М=0.78 приведены на рисунке 17. Придание хвостовой части фюзеляжа специальной формы с «поджатием» площадей . поперечных сечений приводит к увеличению параметра

Полетный КПД

В следе за фюзеляжем Схф/С„=0,25 ----0,20

Свободный П( ток

5 10 15 20

Степень двухконтурности

Рисунок 16 - Повышение полетного КПД при размещении движителя в следе за фюзеляжем

дальности на 2.5% при М = 0.78 (рисунок 15). С учетом перепроектирования конструкции самолета на уменьшенный взлетный вес, для сохранения расчетной дальности полета, снижение расхода топлива на пассажиро-километр составит 2.7 %.

Проведен анализ летно-технических характеристик 150-местного ближне-среднего магистрального самолета (БСМС) с интегрированной силовой установкой с отбором пограничного слоя фюзеляжа, расположенной в хвостовой части фюзеляжа. Комплексная оценка эффекта погружения движителя в пограничный слой фюзеляжа проведена методом сравнительного анализа характеристик БСМС с интегрированной силовой установкой и БСМС обычной схемы (два ТРДЦ с ш = 5 установлены на пилонах под крылом).

Общий вид самолетов приведен на рисунке 18. Рассмотрена интегрированная силовая установка с выносным вентилятором, выполненным в соосной (двухрядной) схеме. В этом случае каждый из двух двигателей, установленных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, с помощью редуктора приводит во вращение один ряд соосного вентилятора. Выносной вентилятор, находящийся в пограничном слое фюзеляжа, создает основную тягу силовой установки. Для сохранения лобовой тяги площадь активного диска соосного вентилятора равна удвоенной площади вентилятора ТРДЦ в обычной схеме.

Рассматриваемые варианты самолетов также отличаются схемой оперения: Т-образная схема при размещении силовой установки в хвостовой части фюзеляжа и палубная схема оперения в компоновке с двигателями под крылом. Конструктивные особенности схем БСМС приведены в таблице 1.

При отказе двигателя интегрированной силовой установки передаваемая на выносной вентилятор мощность снижается в два раза,

1

1 = 1 КГ1

1 2

1 - без у 2-е под 1 Я Н |1 П11 жат фю Гз § 1йл юзе «а ляж а;

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 К, Т Рисунок 17 - Дроссельные характеристики двигателя Д-227

БСМС с интегрированной силовой установкой

№1

БСМС обычной схемы

Рисунок 18 - Общий вид самолетов

вследствие чего полетный КПД движителя увеличивается на 20%. В итоге силовая установка с выносным вентилятором при отказе двигателя будет терять не 50%, а только 40% тяги.

Таблица 1 - Конструктивные особенности схем БСМС

Схема самолета Интегрированная силовая установка Обычная схема

Схема расположения вентилятора Выносной вентилятор, выполненный в соосной схеме ТРДД с передним вентилятором

Реактивная тяга Создается в основном выносным вентилятором Создается двумя контурами двигателя в пропорции (1:2)

Редуктор Для передачи крутящего момента от турбины двигателя к одному из рядов соосного выносного вентилятора Нет

Площадь активного диска вентилятора 28а ЭА

Схема оперения Т-образная Палубная

Преимущества и недостатки схемы самолета с интегрированной силовой установкой приведены в таблице 2. Преимущества интегрированной силовой установки связаны с более высокими значениями полетного КПД, а недостатки - с наличием сложной трансмиссии для передачи крутящего момента от турбин двигателя к выносному вентилятору, что может отражаться на надежности системы и ухудшает весовые показатели. Размещение двигателей в хвостовой части фюзеляжа может обеспечить лучшую защиту двигателей от попадания посторонних предметов с поверхности ВПП. Однако весовая эффективность компоновки с хвостовым расположением двигателей уступает варианту с размещением двигателей под крылом вследствие того, что в хвостовой схеме:

- увеличивается длина фюзеляжа,

- уменьшается разгрузка крыла,

- горизонтальное оперение крепится не к элементам конструкции фюзеляжа (палубная схема), а к конструкции вертикального оперения (Т-образная схема), что увеличивает вес оперения,

- меняется характер нагружения пилонов двигателей в сторону увеличения веса.

Схема с интегрированной силовой установкой обеспечивает преимущества при полете самолета с одним отказавшим двигателем, так как в этой схеме не возникает дестабилизирующий момент шу и обеспечивается большая тяга силовой установки.

К положительным свойствам схемы самолета с Т-образным оперением можно отнести также снижение производной скоса потока в зоне оперения по углу атаки г", что увеличивает эффективность горизонтального оперения, кроме того, взаимное расположение горизонтального и вертикального оперения способствует повышению производной С[м вертикального оперения.

Перенос двигателей с крыла в хвостовую часть фюзеляжа уменьшает высоту стоек шасси, этому способствует также сдвиг крыла назад относительно носовой части фюзеляжа для обеспечения приемлемой центровки самолета, при этом происходит увеличение боковой неустойчивости самолета без вертикального оперения т^бю.

Таблица 2 - Компоновка с интегрированной силовой установкой

Положительные факторы Недостатки

Силовая установка

- Увеличение полетного КПД, - Потеря только 40% тяги при отказе одного из двух двигателей, - Меньшая вероятность попадания в двигатели посторонних предметов с ВПП. - Наличие сложной трансмиссии, увеличение веса СУ и потерь мощности из-за наличия редуктора.

Геометрические размеры, нагрузки

- Уменьшение длины стоек шасси на 28%, - Отсутствие дестабилизирующего момента, возникающего при отказе двигателя. - Увеличение длины фюзеляжа на 1 м, - Более тяжелая Т-образная схема оперения, - Уменьшение разгрузки крыла и увеличение нагружения фюзеляжа и пилонов двигателей.

Аэродинамические производные

- Уменьшение производной угла скоса потока е° в области ГО, - Увеличение производной С'.0 - Увеличение боковой неустойчивости самолета без ВО га^.,,

Составляющие аэродинамического сопротивления самолета с интегрированной силовой установкой в крейсерском режиме полета (Мкр = 0.8, Н=11.4км, Су = 0.6) приведены на рисунке 19. Относительное аэродинамическое сопротивление фюзеляжа в крейсерском режиме полета составляет ~24%. Согласно зависимости, приведенной на рисунке 16, следует, что при степени двухконтурнисти ТРДЦ гп = 5 снижение потребной мощности двигателя для крейсерского полета при размещении выносного вентилятора в аэродинамическом следе фюзеляжа составит 12.3%.

Для оценки снижения часового расхода топлива необходимо учесть потери, которые возникают в редукторах интегрированной силовой

установки,, передающих крутящии момент от двигателеи к выносному вентилятору. Предполагалось, что потери в редукторах составят 1.5%, еще 1.5% дополнительных потерь

мощности могут возникнуть в элементах газогенераторной части двигателя при переходе к режиму работы с пониженной мощностью. В итоге для оценки крейсерских характеристик БСМС с интегрированной силовой установкой принималось, что часовой расход топлива (соответственно удельный расход топлива двигателями) снижается на 9.3%.

Выбранная мощность двигателей должна обеспечить

Сх 0,04

M = 0.8; Су =0.6; И = 11.4 км

0,03

0,02

0,01 -

0,00

- 10.00177 / 5.2!у(Я осталы ГО+ВС фюзел?

0.00361 / 10.6%

0.00812/23.9°/

0.0100/29.4% профи.

0.0105/30.9% t • 1 нндукгг

Рисунок 19 - Сводка аэродинамического сопротивления самолета

заданное время набора крейсерской высоты полета (набор высоты Н = 11.4 км за 22 минуты) и потребную длину взлетной полосы не превышающую 2000 м.

Интегрированная силовая установка обеспечивает более высокие полетные КПД, поэтому заданное время набора крейсерской высоты достигается в этой схеме при меньшей на 5.5% мощности двигателей.

При расчете взлетной дистанции самолета с интегрированной силовой установкой можно пренебречь влиянием размещения движителя в пограничном слое фюзеляжа. Такой подход оправдан, так как в отличие от крейсерского режима, в котором относительное сопротивление фюзеляжа составляет 24%, на воздушном участке взлетной дистанции при полете с Су = 2 и аэродинамическом качестве К=9.6 относительное сопротивление фюзеляжа составляет только 4% общего сопротивления самолета. Поэтому с достаточной точностью можно считать, что взлетная тяга интегрированной силовой установки снизится пропорционально снижению мощности двигателя, то есть на 5.5%.

При всех работающих двигателях обычная силовая установка создает взлетную тягу 22.6 т, а интегрированная силовая установка с выносным соосным вентилятором 21.4 т.

Тяга интегрированной силовой установки при отказе одного из двух двигателей составляет 12.84 т, что превышает тягу одного двигателя в обычной схеме (11.3 т). Данная особенность интегрированной силовой установки приводит к значительному сокращению дистанции воздушного участка при продолженном взлете с одним отказавшим двигателем (391 м против 551 м), поэтому при взлете с двигателями меньшей мощности интегрированная силовая установка обеспечивает даже несколько меньшую потребную длину ВПП (таблица 3).

Весовые характеристики БСМС рассматриваемых схем приведены в таблице 4. Перенос двигателей с крыла в хвостовую часть фюзеляжа

приводит к увеличению веса конструкции планера и оборудования на 840 кг. Основная часть весового приращения приходится на увеличение веса фюзеляжа 640 кг. Вес крыла увеличивается на 120 кг, оперения на 110 кг, и на 60 кг вес оборудования. Вследствие уменьшения длины стоек при переходе к схеме с хвостовым расположением двигателей на 90 кг снижается вес шасси.

Таблица 3 - Дистанция продолженного взлета

Схема интегрированная обычная

Тяга силовой установки при всех работающих двигателях, т 21.4 22.6

Тяга силовой установки при отказе одного двигателя, т 12.8 11.3

Выруливание, м 50 50

Разбег, м 1489 1379

Воздушный участок (Н = 10.7 м), м 391 551

Взлетная дистанция, м 1930 1980

к интегрированнои силовои установке

выносным

к

более эффективному использованию

1-- .1 - потерн в редукторе и узлах двигателя ЕШ - снижение аэродинамического качества - повышение веса снаряженного самолета

И

Переход вентилятором приводит вырабатываемой двигателем мощности, поэтому появляется возможность уменьшить

газогенераторную часть двигателя и вес двигателя может уменьшиться с 2790 кг до 2572 кг. Однако, наличие трансмиссии редукторов в составе силовой установки может увеличить вес двигателей на 20-22%. В результате вес двигателя с

трансмиссией, редуктором и выносным вентилятором возрастет до 3125 кг, и в итоге интегрированная силовая установка меньшей мощности будет иметь больший вес на 660 кг (вес силовой установки 8530 кг в обычной схеме и 9200 кг в интегрированной схеме).

В заключении сравнительного анализа проведено сопоставление топливной эффективности вариантов БСМС. На рисунке 20 приведены относительные приращения расхода топлива на пассажиро-километр. В

[ИЗ - снижение потребной мощности

двигателя из-за роста тягового КПД

Рисунок 20 - Снижение расхода топлива

качестве исходной схемы взят вариант БСМС с расположением двигателей под крылом.

Размещение двигателей в хвостовой части фюзеляжа приводит к увеличению расхода топлива на 3.2%, в том числе на 2.4% в результате увеличения веса снаряженного самолета и на 0.8% в результате снижения аэродинамического качества. Переход к схеме БСМС с интегрированной силовой установкой обеспечивает меньший на 5.5% расход топлива на

Таблица 4 -Весовые сводки вариантов БСМС

Расположение двигателей В хвостовой части фюзеляжа Под крылом

Схема силовой установки Интегрированная Обычная Обычная

Макс, взлетный вес, т 68.3 69.2 67.5

Вес снаряженного самолета, т 37.8 55.3% 37.17 53.7% 36.0 53.3%

Вес снаряжен, и оборудования, т 11.23 16.4% 11.22 16.2% 11.16 16.5%

Вес силовой установки, т 9.2 13.5% 8.53 12.3% 8.20 12.2%

Вес планера, т 17.37 25.4% 17.42 25.2% 16.64 24.7%

Вес крыла, т 5.48 8.0% 5.53 8.0% 5.41 8.0%

Вес фюзеляжа, т 8.21 12.0% 8.21 11.9% 7.57 11.2%

Вес оперения, т 1.05 1.5% 1.04 1.5% 0.93 1.4%

Вес шасси, т 2.63 3.85% 2.64 3.8% 2.73 4.54%

пассажиро-километр по сравнению со схемой с двигателями, расположенными под крылом. Данный результат получается при сложении положительного эффекта от увеличения полетного КПД силовой установки (12.3% снижения расхода топлива) и отрицательных эффектов, повышающих расход топлива:

-увеличение веса снаряженного самолета (3.3% роста расхода топлива),

-уменьшение аэродинамического качества (0.5% роста расхода топлива),

- возможные дополнительные потери в узлах двигателя и редукторах (3% роста расхода топлива).

Основные характеристики сравниваемых самолетов приведены в таблице 5.

Схема самолета Схема с интегрированной силовой установкой Обычная схема

Число пассажиров 150 150

Максимальный взлетный вес, т 68.3 67.5

Взлетная тяга, т 2x10.7 2x11.3

Вес снаряженного самолета, т 37.8 36.0

Площадь трапеции, м2 112.5 112.5

Длина фюзеляжа, м 36.6 35.6

Статический момент ВО 0.063 0.068

Площадь ВО, м2 18.0 18.9

Статический момент ГО 1.0 1.0

Площадь ГО, м2 24.2 25.3

Крейсерское число Маха 0.8 0.8

Макс. а/д. качество 17.88 17.97

Эффективный удельный расход топлива, кг/кгс-час 0.553 0.609

Дальность набора крейсерской высоты полета (Н=11.4 км), км 276 274

Время набора крейсерской высоты полета (Н=11.4 км), мин 22 22

Практическая дальность, км 5000 5000

Расход топлива на пассажиро-километр, г/пас-км 16.0 94.5% 16.93 100%

Длина ВПП, м 1930 1980

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Создан эффективный метод исследования аэродинамической интерференции, основанный на выделении в потоке возмущений от движителя силовой установки и от вытесняющего действия контура компоновки дозвукового самолета. При таком подходе значительно упрощается задача вычисления интерференционной аэродинамической силы, возникающей на поверхности компоновки дозвукового самолета под действием сил давления.

2. С использованием разработанного метода показано следующее:

- В крейсерском режиме полета с небольшими значениями коэффициента тяги, в условиях возникновения заметного волнового сопротивления при обтекании лопастей винта потоком с околозвуковыми числами Маха, более выгодной для размещения винта является область, в которой элементы компоновки создают торможение потока. Напротив, при малых числах Маха полета и больших значениях коэффициента тяги выгоднее размещать винт в зоне разогнанного потока.

- Придание хвостовой части фюзеляжа специальной формы с «поджатием» площадей поперечных сечений создает торможение потока в плоскости винтовентилятора, что увеличивает эффективный КПД на 2.5 % и снижает расход топлива на 2.7 %.

- При рациональной конфигурации силовой установки с отбором пограничного слоя происходит повышение КПД и, как следствие, снижение потребной мощности для полета с заданной скоростью.

3. На основе комплексного анализа получены следующие результаты:

- Реализация интегрированной силовой установки на базе ТРДД со степенью двухконтурности m = 5 с отбором пограничного слоя фюзеляжа может повысить топливную эффективность ближне-среднего магистрального самолета на 5.5%.

- При степени двухконтурности двигателя m = 5 переход к интегрированной схеме силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа обеспечивает достижение уровня КПД перспективных двигателей со степенью двухконтурности т= 10-12, устанавливаемых на новых самолетах В-787, А-350, МС-21. Реализация интегрированной схемы на базе перспективных ТРДД со степенью двухконтурности m = 1012 может обеспечить уровень КПД, который достижим только при значительном увеличении двухконтурности (до т = 35-40). Таким образом, интегрированная схема силовой установки может рассматриваться как одно из рациональных средств повышения эффективности самолетов с ТРДД следующих поколений.

Основное содержание работы изложено в следующих публикациях

1. УджухуА.Ю., КишаловА.Н., Овчинников В.Г. «Применение систем автоматизированного проектирования пассажирских самолетов в задачах выбора параметров силовой установки». Сборник докладов конференции ЦИАМ, 1986 г.

2. УджухуА.Ю. «Анализ компоновок ближнего магистрального самолета (БМС) с турбовинтовентиляторным двигателем (ТВВД) различного типа». Сборник докладов конференции по авиационной акустике, Дубна 1988 г.

3. Уджуху А.Ю., Денисов В.Е., Михальченко Г.Г. и др. «Комплекс программ расчета летно-технических характеристик и оптимизации режимов полета дозвуковых пассажирских самолетов». Отраслевой фонд алгоритмов и программ, 1988 г.

4. Уджуху А.Ю., Теперин JI.JI. «Способ определения сил сопротивления давления в задачах аэродинамической интерференции». Ученые записки ЦАГИ, том XXI № 3,1990 г.

5. Уджуху А.Ю. «Эффективность силовой установки с заглатыванием пограничного слоя фюзеляжа». Сборник докладов международной конференции Двигатели XXI века, 2000 г.

6. Уджуху А.Ю., Теперин JI.JI. «Метод расчета профильного сопротивления тела в задачах с дискретными гидродинамическими особенностями». Труды ЦАГИ, выпуск № 2655, 2002 г.

7. УджухуА.Ю., Теперин JI.JI. «Исследование интерференции струй от винтов с планером самолета». Труды ЦАГИ, выпуск № 2655,2002 г.

8. Udjuhu A.Yu., Gurevich В. I. «Flying Wing- problems and decisions». Aircraft Design Journal 4,2001, pp. 193-219.

Введение.

Глава 1 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ДВИЖИТЕЛЯ С

ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

1.1 Эффективная тяга и эффективный КПД.

1.2 Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки самолета.

1.3 Влияние сжимаемости на эффекты интерференции

1.4 Преимущества расположения движителя в вязком аэродинамическом следе за телом.

Глава 2 МЕТОД РАСЧЕТА ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ТЕЛА

В ПРИСУТСТВИИ СТРУИ ДВИЖИТЕЛЯ.

2.1 Интегральные соотношения пограничного слоя.

2.2 Определение сил давления, обусловленных вытесняющим 44 действием пограничного слоя.

2.3 Методы расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя

2.4 Определение профильного сопротивления тела.

2.5 Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи.

Глава 3 ПРИМЕРЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИТЕЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА.

3.1 Определение геометрической формы мотогондолы, обеспечивающей наибольший эффективный КПД системы винт-мотогондола

3.1.1 Метод оценки КПД соосного винта.

3.1.2 Влияние торможения потока на эффективность работы винта.

3.1.3 Аэродинамическое сопротивление мотогондолы.

3.1.4 Выбор оптимального диаметра миделя мотогондолы с толкающим соосным винтовентилятором.

3.2 Влияние поджатия хвостовой части фюзеляжа на эффективный КПД системы винт-фюзеляж.

3.2.1 Характеристики соосного винта в системе с фюзеляжем.

3.2.2 Улучшение характеристик силовой установки.

3.3 Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности.

3.3.1 Оценка увеличения полетного КПД

3.3.2 Влияние потерь полного давления на термический КПД двигателя.

3.3.3 Рациональная схема силовой установки с отбором пограничного слоя.

Глава 4 ВЛИЯНИЕ НА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ . ХАРАКТЕРИСТИКИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИГАЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ.

4.1 Структура комплексной программы расчета летно-технических характеристик и оптимизации основных параметров пассажирского самолета.

4.1.1 Метод оптимизации траектории и расчет дальности полета

4.1.2 Методы расчета крейсерской поляры самолета и интерполяции ВСХ и ДХ силовой установки.

4.1.3 Метод расчета взлетно-посадочных характеристик.

4.1.4 Методы расчета весовых характеристик.

4.1.5 Определение взлетного веса самолета, обеспечивающего заданную дальность полета.

4.2 Оценка эффекта от поджатия хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД.

4.3 Оценка эффекта применения на пассажирском самолете интегрированной силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа.

Обзор проблем и работ по теме. Проектирование перспективных магистральных самолетов, как правило, включает в себя оптимизацию основных параметров самолета для достижения наилучших показателей технического совершенства. Глубина проработки проекта и обоснованность принимаемых технических решений во многом зависят от качества используемых расчетных методов. В частности, проблема достижения высокой топливной эффективности магистральных самолетов не может успешно решаться без детального анализа и минимизации всех составляющих аэродинамического сопротивления. Важное место в этом анализе занимают * задачи определения дополнительного сопротивления, обусловленного взаимной интерференцией элементов планера и силовой установки. Тщательное изучение этих вопросов с привлечением расчетных методов позволяет отыскать некоторые дополнительные возможности в повышении эффективности самолета. Например, известны случаи, когда анализ условий обтекания и последующая оптимизация формы поверхности крыла, пилона и мотогондолы приводили к заметному увеличению крейсерского аэродинамического качества самолета [40]-[42].

По-прежнему не утратили актуальность вопросы аэродинамического расчета самолетов с винтовентиляторными силовыми установками. В России были разработаны проекты самолетов подобного типа - высокоэкономичные самолеты Ту-334 II и Як-46 с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), фирма Боинг проводила разработку самолета B-7J7 с ТВВД GE-36. Основным преимуществом двигателей с открытыми винтовентиляторами является малый расход топлива, достигаемый за счет высокого полетного КПД винтовентиляторов. Методы определения аэродинамических характеристик воздушных винтов и способы оптимизации их основных геометрических параметров довольно хорошо проработаны. Существуют расчетные и экспериментальные методы, которые позволяют проводить аэродинамическое проектирование винтов, обеспечивающее оптимизацию распределения нагрузки по лопастям для достижения максимального полетного КПД [32]. Для улучшения скоростных характеристик винта используются лопасти с большой относительной шириной хорды, большим саблевидным отгибом и малой относительной толщиной профилей (так называемые винтовентиляторы), что позволяет на больших скоростях полета снизить аэродинамическое сопротивление лопастей. В качестве дополнительного резерва в улучшении характеристик винтов рассматриваются также возможности повышения КПД за счет размещения винта в заторможенной зоне потока, создаваемой внешним контуром мотогондолы или фюзеляжа. Так, в работе [29] показано, что при увеличении миделя мотогондолы с толкающими винтами появляется дополнительное торможение потока в плоскости винта, которое приводит к повышению его КПД. Однако, этих данных недостаточно для окончательного вывода о целесообразности применения указанного эффекта. Необходим комплексный анализ всех аэродинамических аспектов, имеющих место при взаимодействии винта и мотогондолы. При этом следует учитывать, , что топливная эффективность самолета зависит не только от КПД винта, но и от КПД системы винт-мотогондола или винт-фюзеляж, т.к. указанный способ повышения КПД винта может приводить к увеличению интерференционного, профильного и волнового сопротивления мотогондолы или фюзеляжа. С этой целью в данной работе применен оригинальный метод расчета интерференционного и профильного сопротивления, основанный на гидродинамическом взаимодействии источников, моделирующих активный диск винта, контур мотогондолы или фюзеляжа и толщину вытеснения пограничного слоя. Предлагаемый метод основан на использовании формулы для силы, действующий на источник, помещенный в неоднородный поток [4], с помощью которой определяется значение силы сопротивления давления, возникающей на теле под влиянием пограничного слоя и аэродинамического следа. Эта сила в сумме с силой трения составляет профильное сопротивление тела. В разработанной методике легко учесть влияние на профильное сопротивление тела обдува струей винта. Показано, что за счет выбора рациональной формы мотогондолы и фюзеляжа можно повысить топливную эффективность самолета с ТВВД при полете с крейсерским числом Маха М = 0.78 на 2.7 %.

Наиболее значительные резервы в повышении эффективного КПД связаны с размещением движителя в аэродинамическом следе за телом. Эта идея обсуждалась еще в трудах Фруда и Ренкина - основоположников теории реактивной тяги [57]. Преимущества размещения движителя в следе за телом подтверждаются практикой судостроения, где широко используются толкающие гребные винты. В авиации по аналогичному принципу действуют силовые установки беспилотных летательных аппаратов типа крылатых ракет, хотя экспериментальное изучение этой проблемы началось на моделях дирижаблей. В 1939 году В.В. Гриневецкий и Г.П. Свищев показали эффективность расположения толкающего винта в следе за корпусом дирижабля. В 1962 году в полномасштабной аэродинамической трубе NASA проводились весовые испытания модели дирижабля с толкающими винтами [52], которые показали значительно более высокую (на 30 %) эффективность толкающих винтов, установленных в кормовой части дирижабля, по сравнению с винтами, установленными в свободном потоке. Результаты испытаний модели дирижабля распространяются на случай легкомоторного самолета в работе [48]. Длина модели дирижабля (6.34 м) сопоставима с размерами фюзеляжа легкого самолета, это обстоятельство учитывал автор статьи при оценке характеристик самолета с толкающим малогабаритным винтом, расположенным в хвостовой части фюзеляжа. Идея заглатывания пограничного слоя прослеживается также в американском проекте перспективного большегрузного пассажирского самолета, выполненного в схеме "летающее крыло". Силовая установка самолета состоит из трех ТРДД, установленных на задней кромке крыла в корневой зоне. Воздухозаборники двигателей поглощают пограничный слой с верхней поверхности крыла. В работе [54] с помощью решения уравнений Навье-Стокса проводилась численная оптимизация формы корневой хорды крыла самолета, выполненного в схеме "летающее крыло", и конфигурации входного устройства двигателя с большой степенью двухконтурности (ш = 20), заглатывающего пограничный слой, с целью получения наименьшего сопротивления при трансзвуковой скорости полета с заданным коэффициентом подъемной силы.

В ЦАГИ также проводились теоретические и экспериментальные исследования компоновок пассажирских самолетов с силовой установкой, заглатывающей пограничный слой. Рассматривались двух и трех двигательные силовые установки, расположенные в хвостовой части фюзеляжа и заглатывающие пограничный слой с поверхности фюзеляжа [20], [25]. Проводились экспериментальные исследования параметров потока в воздухозаборных каналах, обеспечивающих раздельный подвод воздуха к наружному и внутреннему контурам ТРДД. Расчетными методами с использованием аппроксимации профиля скорости в пограничном слое степенной функцией определялась оптимальная доля, отбираемого в двигатель пограничного слоя. Теоретическое изучение данной проблемы, проведенное в работе [25], показывает, что основным эффектом, обуславливающим улучшение эффективности самолета при отборе в двигатель заторможенного в пограничном слое потока, является уменьшение потребной мощности двигателя. Это приводит к увеличению крейсерской дальности полета пассажирских самолетов типа Ту-154 и Ту-134 на 10-12 %.

Для демонстрации принципиальной возможности реализации схемы самолета с отбором пограничного слоя фюзеляжа в специальный канал, в котором располагается дополнительный выносной вентилятор, в гидротрубе ЦАГИ были проведены испытания модели, выполненной методом стереолитографии [12]. Общий вид модели показан на рисунке В. 1. Маршевые двигатели силовой установки располагаются в каналах, полуутопленных в хвостовую часть фюзеляжа и воспроизведенных в модели. Кроме того, модель оснащена дополнительным каналом с установленным в нем винтом, имитирующем работу выносного вентилятора, разгоняющего поступающий из пограничного слоя фюзеляжа заторможенный поток. Модель установлена на державке, сквозь которую протянут гибкий вал, вращающий винт. На рисунке В. 2 показана визуализация течения вблизи поверхности фюзеляжа. Видно, что практически весь пристеночный поток жидкости попадает в дополнительный канал и разгоняется винтом, для компенсации сопротивления фюзеляжа. Проведенные исследования показали характер обтекания и качественную характеристику течения при работающем винте и продемонстрировали правильность выбранных геометрических параметров модели.

Рисунок В. 1 - Модель для испытаний в гидротрубе

Рисунок В.2 - Визуализация течения

Экспериментальные исследования по определению условий работы толкающего винта, установленного в хвостовой части тела вращения, проведены в АДТ Т-102 НАГИ [11]. С этой целью была спроектирована и изготовлена модель осесимметричного тела с воздушным винтом в хвостовой части (рисунок В. 3). Модель с толкающим винтом устанавливалась на аэродинамических весах, что позволяло измерять суммарные силы и моменты, действующие на тело и винт. Воздушный винт приводится во вращение асинхронным электродвигателем с максимальной мощностью 5 кВт при числе оборотов ~11000 об/мин. Регулирование по числу оборотов осуществляется управлением частотой переменного тока, вырабатываемого специальным блоком электропитания на базе тиристорных преобразователей. Электродвигатель установлен на шестикомпонентных тензометрических весах, закрепленных на внутренней раме модели фюзеляжа. Внутримодельные тензовесы позволяют измерять аэродинамические нагрузки, действующие на винт в компоновке модели. Эти же тензовесы были использованы для определения характеристик «изолированного» воздушного винта, установленного в тянущей схеме на специальной модели.

Рисунок В. 3 - Модель осесимметричного тела с толкающим винтом в АДТ Т-102

На основе результатов измерений суммарных сил, действующих на модель с работающим воздушным винтом, и сил на винте выявлено наличие положительной аэродинамической интерференции, которая проявляется в виде снижения потребной мощности на валу толкающего винта для создания тяги, компенсирующей сопротивление расположенного перед винтом тела вращения. Показано, что при скорости потока 50 м/с, для преодоления сопротивления тела вращения, требуется на 20% меньшая мощность по сравнению с мощностью изолированного винта, создающего тягу, равную сопротивлению тела вращения в невозмущённом потоке.

Актуальность работы определяется тем, что в ней рассматриваются проблемы оптимизации компоновки дозвуковых магистральных самолетов для улучшения интеграции с силовой установкой, что является важной составной частью решения общей задачи повышения топливной экономичности самолета.

Объект и предмет исследований - дозвуковые магистральные самолеты с турбовинтовой и реактивной силовой установкой.

Цели работы:

- исследование вариантов интеграции движителя с элементами компоновки самолета для минимизации затрат мощности на создание эффективной тяги;

-комплексный анализ полученных решений и оценка возможностей снижения расхода топлива, потребного на полет самолета с заданной скоростью.

Научные проблемы:

- необходимость оценки приращений аэродинамического сопротивления элементов компоновки, возникающих под влиянием работающего движителя; необходимость оценки эффективной тяги с учетом аэродинамического влияния элементов компоновки на работу движителя; построение расчетной модели, позволяющей определять основные характеристики самолета при различных условиях работы силовой установки и различных компоновочных схемах. и

Научная новизна работы заключается в следующем:

1 - Разработана и апробирована методика расчета эффективных характеристик силовой установки, размещенной в комбинации с элементами компоновки планера. Оригинальность методики состоит в том, что она базируется на понятии сил, действующих на источники, моделирующие геометрический контур тел и вытесняющее действие пограничного слоя, и позволяет учитывать влияние на эффективную тягу изменений в профильном сопротивлении, включая возникновение интерференционного сопротивления, вызванного действием сил давления в неоднородном потоке;

2 — Разработан удобный для применения метод численного решения уравнений для интегральных соотношений турбулентного пограничного слоя, основанный на преобразовании дифференциальных уравнений к трансцендентному виду. Данный метод обеспечивает на каждом шаге интегрирования нахождение величины площади потери импульса в области допустимых значений.

3 - Проведен комплексный анализ возможностей . улучшения характеристик самолета за счет оптимизации формы обводов мотогондолы с толкающим соосным винтом, а также образования поджатия обводов фюзеляжа при расположении винтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа;

4 - Получены соотношения, позволяющие оценить эффективность расположения движителя в аэродинамическом следе за телом, показано, что при таком расположении происходит увеличение полетного КПД силовой установки, положительный эффект от которого может быть представлен в виде условного снижения аэродинамического сопротивления компоновки JIA ;

5 - Проведен анализ эффективности силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, дано сравнение повышений полетного КПД силовой установки за счет расположения движителя в аэродинамическом следе и при увеличении степени двухконтурности ;

6 - Проведен комплексный анализ летно-технических характеристик вариантов ближне-среднего магистрального самолета, с обычной силовой установкой, состоящей из двух двигателей, установленных на пилонах под крылом, и силовой установкой с движителем, расположенным в аэродинамическом следе фюзеляжа (самолет с интегрированной силовой установкой).

Основные положения, выносящиеся на защиту.

- Методика расчета эффективных характеристик силовой установки, позволяющая учесть взаимное расположение движителя и элементов компоновки JIA, а также особенности их геометрической формы ;

- Рекомендации по способам повышения эффективности самолета за счет улучшения интеграции силовой установки с элементами планера.

Достоверность результатов работы, подтверждается тем, что они хорошо согласуются с экспериментальными данными, полученными при испытаниях тематических моделей.

Практическая значимость работы заключается в возможности использования полученных результатов при проектировании компоновок перспективных магистральных самолетов.

Публикация и апробация работы. По теме диссертации опубликованы в отечественных и зарубежных изданиях 8 печатных работ [1]-[4],[6]-[8], [15]. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на Конференции ЦИАМ 1986 г., Конференции по авиационной акустике, Дубна 1988 г, Юбилейных чтениях, посвященных 159-летию Н.Е. Жуковского 1998 г., Международной конференции Двигатели XXI века 2000 г, Международной конференции на Московском авиационно-космическом салоне (МАКС-2001), 2001 г.

Личный вклад автора. Все математические выкладки, численные расчеты и положения, вынесенные на защиту, принадлежат лично автору.

Вклад автора в работы, выполненные в соавторстве, состоит в непосредственном его участии на всех стадиях от постановки задачи до анализа результатов и выпуска отчетного материала или публикации.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и рисунков. Диссертация содержит 157 страниц, из них 121 страница основного текста с 14 рисунками и 15 таблицами, 6 страниц списка использованных источников из 58 наименований и 30 страниц в конце книги с 44 рисунками.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Проведенное в работе исследование физических моделей аэродинамической интерференции и способов интеграции двигателя в компоновке дозвукового самолета позволило сформулировать следующие выводы:

1. Эффективный метод исследования аэродинамической интерференции основан на выделении в потоке возмущений, вызванных действием движителя силовой установки, и возмущений, вызванных вытесняющим действием контура компоновки самолета. При таком подходе значительно упрощается задача вычисления интерференционной аэродинамической силы ХА, возникающей на поверхности компоновки под действием сил давления. Величина и направление аэродинамической силы Хл, действующей вдоль оси ОХ скоростной системы координат, зависит от осредненной по площади активного диска движителя относительной возмущенной скорости и, вызванной вытесняющим "действием эффективного контура компоновки с учетом пограничного слоя и следа, и относительной скорости Vj, устанавливаемой в струе далеко за плоскостью активного диска.

2. Анализ изменения эффективной тяги и КПД винта показывает, что на взлетных режимах полета при малых числах Маха и больших значениях коэффициента тяги выгодно винт размещать в зоне разогнанного потока, т.е. в зоне течения, где и > 0. Напротив, в крейсерском режиме полета с большими околозвуковыми числами Маха и небольшими значениями коэффициента тяги, в условиях возникновения при обтекании лопастей винта заметного волнового сопротивления, более выгодной для размещения винта становится область течения, в которой элементы компоновки самолета создают торможение потока, т.е. и < 0.

3. Задача определения характеристик винта в системе с элементами компоновки, такими как мотогондолы и фюзеляж, потребовала разработки оригинального метода расчета интерференционного и профильного сопротивления, основанного на гидродинамическом взаимодействии источников-стоков, моделирующих активный диск винта, контур тел и толщину вытеснения пограничного слоя и следа. Проведенные параметрические исследования по оптимизации формы внешних обводов мотогондолы и фюзеляжа перспективного пассажирского самолета с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), расположенными на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, показали следующее. Геометрическая форма мотогондолы с несколько увеличенным диаметром миделя, для создания в плоскости толкающего соосного винтовентилятора торможения потока имг = -0.025, приводит к увеличению эффективного КПД на 0.5 %. Оценка характеристик соосного винтовентилятора в системе с фюзеляжем показала, что придание хвостовой части фюзеляжа специальной формы с «поджатием» площадей поперечных сечений может обеспечить торможение потока в плоскости винтовентилятора иф = -0.05 и увеличить эффективный КПД при числе Маха полета М = 0.78 на 2.5 %. Это приводит к снижению расхода топлива на пассажиро - километр перевозок на 2.7 %.

4. Наиболее эффективные решения в области интеграции связаны с размещением силовой установки в аэродинамическом следе. Положительным фактором такого размещения является повышение полетного КПД силовой установки и, как следствие, снижение потребной мощности двигателя для полета с заданной скоростью. Масштаб снижения потребной мощности двигателя тем больше, чем выше относительная доля аэродинамического сопротивления элемента компоновки, пограничный слой с поверхности которого попадает в силовую установку. Анализ условий работы силовой установки с отбором пограничного слоя показывает, что наибольший положительный эффект достигается в том случае, когда заторможенный поток попадает только в вентиляторный контур силовой установки, а в газогенераторную часть двигателя поступает свободный поток, лишенный потерь полного давления.

5. Сравнительный анализ характеристик перспективного БСМС с обычной силовой установкой, состоящей из двух ТРДД со степенью двухконтурномти m = 5, расположенных на пилонах под крылом, и варианта самолета с интегрированной силовой установкой с отбором пограничного слоя фюзеляжа в выносной вентиляторный контур, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, показал следующее. Реализация интегрированной схемы с отбором пограничного слоя фюзеляжа позволяет снизить потребную мощность двигателя для полета с заданной скоростью на 12.3% вследствие роста полетного КПД силовой установки. Однако, данный положительный эффект снижается в результате:

- увеличения веса снаряженного самолета с интегрированной силовой установкой (3.3% роста расхода топлива),

- уменьшения аэродинамического качества (0.5% роста расхода топлива),

- возможных дополнительных потерь в узлах двигателя и редукторах (3% роста расхода топлива).

В итоге при переходе к схеме с интегрированной силовой установкой расход топлива на пассажиро - километр снижается на 5.5%.

6. При степени двухконтурности двигателей m = 5 переход к схеме силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, сопротивление которого составляет 24 % общего сопротивления самолета, приводит к увеличению полетного КПД от уровня КПД = 0.69 до КПД = 0.79, то есть потребная мощность двигателя может быть уменьшена на 12.3%. Подобный эффект получается в свободном потоке за счет увеличения степени двухконтурности от уровня ш=5 до m = 11. На перспективных пассажирских самолетах В787, А350, МС-21 уже реализован данный переход, так как в составе силовой установки этих самолетов предполагается использовать двигатели нового поколения, которые отличаются от современных ТРДД с m = 5-6 повышенной степенью двухконтурности (ш= 10-12). Однако, возможности дальнейшего повышения полетного КПД за счет увеличения степени двухконтурности близки к исчерпанию, так как дальнейшее удвоение степени двухконтурности приводит к значительно более умеренному росту полетного КПД (при ш = 20-22 КПД = 0.845-0.85). Напротив, отбор пограничного слоя и при высоких значениях степени двухконтурности дает заметное увеличение полетного КПД (КПД=0.87-0.88 при m = 10-12 и КПД=0.91-0.92 при ш = 20-22). По этой причине применение схемы силовой установки с отбором пограничного слоя более рационально для ТРДД следующих поколений, имеющих высокие значения степени двухконтурности.

1. Авиационные правила. Часть 25 «Нормы летной годности самолетов транспортной категории», 1994г.

2. Баринов В.А. «Расчет коэффициентов сопротивления и аэродинамического качества дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов", Труды ЦАГИ выпуск № 2205, 1983г

3. Белоцерковский С.М. «Математические модели летательных аппаратов», Москва 2003 г

4. Бляхман Б.П., Виленский Г.Я., Замтфорт Б.С., и др. «Метод расчета массы силовой установки», Руководство для конструкторов № 2596, 1981 г

5. Бюшгенс Г.С., Свищев Г.П, «Проектирование, испытания и производство широкофюзеляжных пассажирских самолетов», Том 2, Книга 1, Машиностроение, 1982г

6. Бюшгенс Г.С., Свищев Г.П, «Аэродинамика и динамика полета магистральных пассажирских самолетов», Машиностроение, 1982г

7. Величко С.А «Комплекс программ для расчета обтекания тел вращения невязким околозвуковым потоком идеального газа», Научно-технический отчет НИО-2 ЦАГИ, № 4543, 1981 г

8. Глушков Н.Н., Болсуновский А.Л., Теперин Л.Л. «Применение метода симметричных особенностей к расчету обтекания телесных крыльев дозвуковым потоком газа», Центр научно-технической информации «Волна», Москва, 1985 г

9. Горячий А.Я., Лебедев А.В., Федоренко И.П. «Метод расчета массы шасси», Руководство для конструкторов № 10/646, 1981 г

10. Гусева Р.Н., Каляжнов В.В., Курицын В.Ф., Петров В.К., Симонов Л.А. «Компоновка силовых установок летательных аппаратов с подсасыванием в двигатель пограничного слоя, накапливающегося на фюзеляже», Труды ЦАГИ, 1980г.

11. Доновэн А.Ф., Лоуренс Г.Р. «Аэродинамика частей самолета при больших скоростях», Иностранная литература, Москва, 1959г

12. Дюрэнд В.Ф., "Аэродинамика", т.2 Оборонгиз, 1939 г

13. Жуковский Н.Е. «Вихревая теория гребного винта», Собрание сочинений т. IV, ГИТТЛ, 1949 г

14. Здункевич A.M., Кишалов А.Н., «Аэродинамические характеристики соосного винтовентилятора С-5 при М = 0.4-0.8 и различных компоновках с гондолами ТВД», Научно-технический отчет НИО-1 ЦАГИ № 1901, 1987 г

15. Игнатьев С.Г., Карпова Г.А., Шустова Л.И., Теперин Л.Л. «Программа расчета аэродинамических характеристик методом дискретных особенностей», Отраслевой фонд алгоритмов и программ, 1987 г

16. Келдыш В.В. «Исследование поля давлений винта с бесконечно большим числом лопастей при равномерном распределении тяги и идеальный пропеллер в сжимаемом газе», Труды ЦАГИ № 21, 1952 г

17. Кишалов А.Н., Копалов B.C. «Метод и программа аэродинамического проектирования соосных винтов», Отчет НИО-1 ЦАГИ № 1741 ДСП, 1985 г

18. Кюхеман Д., Вебер И «Аэродинамика авиационных двигателей» Иностранная литература, 1956 г

19. Лебедев А.В., Рудяков В.А., Осьминина В.А. и др «Метод расчета массы крыла и оперения», Руководство для конструкторов № 10/501, 1981 г

20. Лебедев А.В., Минаева А.К., Осьминина В.А., и др. «Метод расчета массы фюзеляжа», Руководство для конструкторов № 10/588, 1981 г

21. Лойцянский Л.Г. «Механика жидкости и газа», Наука, 1978 г

22. Милн-Толенсон Л. М. «Теоретическая гидродинамика», Мир, 1964 г

23. Никольский А.А. «Теория винта», 1951 г

24. Остаславский И.В., Халезов Д.В. «Взаимное влияние винта и самолета», Труды ЦАГИ, № 213, 1935 г

25. Потапова Л.А., Свириденко Ю.Н., Теперин Л.Л. «Использование решения обратной задачи для проектирования аэродинамической поверхности», Ученые записки ЦАГИ, том XVIII № 1, 1987 г

26. Скоморохов С.И., Теперин JI.JI. «Об аэродинамическом согласовании крыла и мотогондолы», Ученые записки ЦАГИ, том XXI № 1, 1990 г

27. Скоморохов С.И., Теперин JI.JI. «Выбор формы срединной , линии поверхности пилонов и углов установки мотогондол под крылом дозвукового самолета», Ученые записки ЦАГИ, том XVI, № 1, 1985 г

28. Техническое предложение «Авиационный турбовентиляторный двигатель Д-227», 1989 г

29. Шлихтинг, «Теория пограничного слоя», Наука, 1974 г

30. Goldshmiet F.R. «Aerodynamic Design of Low-Speed Aircraft with a NASA Fuselage/Wake-Propeller Configuration», AIAA-86-2693 1986

31. Curie N. «А Two-Parameter Method for Calculating the Two-Dimensional Incompressible Laminar Boundary Layer», Journal of THE Royal Aeronautical Society, February, 1967

32. Green J.E. «Application of Head's Entrainment Method to the Prediction of Turbulent Boundary Layers and Wakes in Compressible Flow», ARC R&M №3788, 1976

33. Lighthill, J. «On displacement thickness», Fluid Mechanics, 4 pp 383-392, 1958

34. McLemore H. «Wind-Tunnel Test of 1/20 Scale Airship Model with Stern Propellers», NASA TN D-1026 1962

35. Meranda L., Brennan J. «Wingtip Mounted Propellers and Turbins»

36. Rodriguez D. L., Kroo I. M. «А 2D Multidisciplinary Design Method for Boundary Layer Ingesting Inlet», AIAA-99-0838 1999

37. Smith L. H. «Wake Ingestion Propulsion Benefit», Journal of Propulsion and Power. Vol. 9 No. 1, Jan-Feb 1993 '

38. Рисунок 1.2 Влияние скорости иср в плоскости винта на эффективный КПД1. N NcHereM ы /NeHHTa

39. Рисунок 1.3 Влияние разгона потока в плоскости винта на соотношение Ысистемы /NBHHTa при одинаковой тяге

40. Вэфф = Vj — 1 + 2р2 u (vj -1)1. V. Pi р. р v "—----1. Pi Vj p.1 ' ¥| hi»■' Li ill й -► -►контур интегрирования

41. CxA=-2^(VJ-1) Рисунок 1.4 Применение теоремы импульсов1. Сх0030 0.0250020 0.015 0.010 0.005 0.00002 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9f

42. Рисунок 1.5- Экспериментальная зависимость коэффициента внешнего сопротивления модели самолета при различной компоновке силовой установки15 Схпс/Сх = 0.7

43. Рисунок 1.6 Влияние параметров силовой установки на эффективность компоновки с отбором пограничного слоя в двигатель

44. Кольцевой воздухозаборник с отбором пограничного слоя фюзеляжа-1-1-1-1-1

45. Относительная мощность на валу винта в крейсерском полете

46. Относительная эффективная тяга винта, Тэфф / Х0

47. Рисунок 1.7 Экспериментальное подтверждение эффективности размещения винта в кормовой части корпуса дирижабля

48. Мощность на валу винта в крейсерском полете, л.с.1. Скорость потока, м/с

49. Формпараметр Н в аэродинамическом следе2,22,4

50. Рисунок 1.11- Влияние формпараметра Н на величинупараметра К1. В 0.6 0.5 0.4 0.301 00.55 =7гРв хаР 415 ^ 420 \ 25 I 1. В = Сх - " ^ X " "" сопр отивлен ие дари жабля б