Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов (Бюшгенс Г.С., 1995 - Аэродинамика, динамика полета магистральных самолетов), страница 10

Подъемная сила самолета становится значительно меньше его силы тяжести и он плотно прижимается к поверхности ВПП,что позволяет эффективно и безопасно использовать торможение колес. Следовательно, самолет с мощной механизацией задней кромки и с предкрылками по всей передней кромке крыла может безопасно совершать посадку без участка выдерживания, и фактическая посадочная дистанция самолета<без коэффициента безопасности 1,67) в этом случае уменьшается на 200 — - '350 м. Таким образом,для уменьшения потребной посадочной дистанции магистральных пассажирских самолетов и для обеспечения их высокой Выше приведенные результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей пассажирских и транспортных самолетов со стреловидными обычными и сверхкритическими механизированными крыльями большого удлинения Лд =7 —:11 получены в АДТ 106 переменной плотности при различных числах Ке и М(Ке=(1 —:4) .

10', М=0,15 —:0,4)и в натурной трубе АДТ вЂ” 101 при Ке=(5 —:6) 10' при М=0,15. Результаты этих исследований позволили установить следующие и сопротивления на балансировку момента тангажа при заданных центровках органами продольного управления-руля высоты или стабилизатора.~С~ (М) — поправка на сжимаемость в диапазоне чисел М=0,15 —:0,4 составляет ~С~ ак=-0,15(по линейному закону). ~си „ пассаиирский самолет со сиерккрнтическим .25 Ск Яе„=9,5 крылом Х, = 34 м=пл+0,3 Н=4000м ие, 0,5 опенка по результатам пытаний 0,25 10-' ! 2,0 Л~СУ «ейп(йе> ! ,У б/бал етеекотойьла.крьл и — Самолек своими рз кими".! «ч«т««.«о!«!«-!««.ьвь.«и — « '««««««л«««сво««м««рх ь«««и«! Схнех.— коэффициент сопротивления модели при свободной точке перехода. Е С4Ке) †поправ на различие коэффициентов турбулентного трения за счет чисел Ке модели и самолета. !'! С~ щ х — поправка на коэффициент сопротивления немоделируемых и не уточненных деталей механизма управления механизацией; условно'определяется 5 —:10%Сх т!л для модели во взлетно-посадочной конфигурации.

пассажирский самолет со сверхкритическим крылом 2=28'; Яе„=10 И=бооом М =0,28+ 0,45 ° 3,0 транспортный самолет со сверхкритическим крылом Х = 29 "е ~ по результатам М =0,25 -. 0,3 Н = 4000м трубных 2,5 2,5 2,0 «Я "'Я "»' «' ' «" «»'«'Я "'Я - ««и«!«" «'*кх«!«" 4~н«!«з««ж««~ч«!!«К ° «.' «««ь.

' ° ° ° ° «.'м««««ь.«' ° ° ° °:«~;«Ъ и "« " -" °, ° .«~ з«. ~ "« °, °:«; з«. «~ ° «х „«.«; з«. «~ «'~~ „,.«; з«. «~ ° «н«. ««!«. «!«. ««!«. « ~,,«.««~~ ~««~«,...«.,~ ~ ~«„,«««, « ~,,и««, ««,, в, 2 5 п~ттнтоы>-м.крьл и — Снкиктет снопмо рз монин с, 5,О транспортный самолет с крылом а~4=25'; 2е„=8,5 На рис. 3. 27 — 3.

30 приводится сопоставление зависимостей Су= У(а)для моделей самолетов со сверхкритическими механизированными крыльями, полученными в АДТ-106 при 1хе = 3,5 10' и пересчитанными в соответствии с выше указанной методикой, с результатами летных испытаний "из дач"рулями высоты и "торможений" на режимах двигателей малого газа. Из анализа результатов летных испытаний и сопоставления с данными, полученными в АДТ-106 ЦАГИ, следует удовлетворительная сходимость прогнозирумой подъемной силы и характеристик устойчивости и управляемости в широком диапазоне углов атаки.

Литература 1. Г. А. Юдин, С.Г.Игнатьев, Г.В.Хозяинова. Аэродинамика крыльев большого удлинения с механизацией передней и задней кромок дозвуковых и околозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. РДК, т.1, кн.1, выпуск 1. Издательский отдел ЦАГИ, 1980 г. 2.Г.А.Юдин, Н.И.Маслова, В.ВЛедова. Аэродинамические характеристики дозвуковых и сверхзвуковых самолетов с механизированными крыльями. Р11К,т.1, кнЛ,вып.5,1985 г.

Издание бюро научной информ. ЦАГИ 3. Аэродинамика и динамика полета магистральных пассажирских самолетов. Под редакцией академика РАН Г.С.Бюшгенса и академика РАН Г.П. Свишева. Москва, изд. "Машиностроение", 1982 г. змчюл окь-!л.ярь.гн — с ';1мюче г свонмн р1ками".! Стремление обеспечить высокую экономичность в полете привело также к разработкам компоновок СУ с отбором той или иной части пограничного слоя планера в двигатель. Проведенные расчетные и 4.1. Общие положения экспериментальные исследования на моделях подтвердили На дозвуковых пассажирских самолетах широкое расвозможность применения таких компоновок. В этом случае пространение получили компоновки двигателей в гондолах, кинетическая энергия возмущенного в следе за самолетом и расположенных: попадающего в двигатель воздуха будет меньшей, чем при обычных — на пилонах под крылом, компоновках, что приводит к повышению полетного КПД системы — на пилонах по бокам фюзеляжа, планер-двигатель, компенсируя с избытком снижение термического — в хвостовой части фюзеляжа.

Г л а е а 4. АЭРОДИНАМИКА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ совершенстования узлов двигателя, параметров его газодинамического цикла, реализации тенденции разработки двигателей с малой удельной тягой на единицу "обрабатываемой" ими массы воздуха, а именно †разработ двухконтурных двигателей с большой (т=4 †: 8) и сверхбольшой пг= 15 †: 20 степенями двухконтурности. т плансра т двигателя к„ 2,О я.о т,о ко 2,0 ко ) граннца пограннчногол 42 слоя ииитт ОКЫа.арь.гн — С 'ам<иго г гнонмн ра яоамиа! уменьшение удельной тяги двигателя приводит к увеличению величи- ны Кг (рис.4. 3).

о со 2.0 М 0 5.0 Рис.4.3. Изменение коэффициента влияния при изменении числа М <а) и степени ззттзз.з овь-!н.арь.з зз — Сззззза ге г свонмн рз кнмиоп да топлива связано как с совершенствованием узлов двигателей, оптимизацией параметров по мере развития авиадвигателестроения и применения новой технологии, так и с постоянно возрастающей степенью двухконтурности ~41. Уменьшение удельного расхода топлива при увеличении степени двухконтурности сопровождается увеличением лобовой поверхности двигателя, возрастанием внешнего сопротивления гондол, увеличением их аэродинамического взаимодействия с планером самолета. Эти обстоятельства требуют от конструктора самолета и силовой установки больших усилий по совершенствованию гондолы и ее вантур стумнчвтоб т адовы ~1бсз сысанзыл рсасдзвнзы стртб1 , Воздуы заборнна модноб 1 элементов и оптимизации компоновки силовой установки на самолете.

',1-фбсчабав осбидназчз Гсазтзнныа нтур т» долы со, Двухконтурный двигатель в зависимости от степени 1С-Сопло вснтнлвтора ( 11 гбОЗЗ двухконтурности может размещаться в гондолах различных схем . 4. 4). б-Газогснсратор нзтнлонваа.хрь.гн — Самгнгог свонмн рйкахггГП естественно, следует выполнять без смегпения потоков контуров 1ввиду малой эффективности смешения и относительно больших габа- дд„оо, иа ою лиг ~горо ио ритон двигателя) Снижение тяги двигателя с тут = 4 †: б, размещенного в гондоле, из-за потерь давления в отдельных элементах характеризуется сле- дующими ориентировочными данными: ог' дорог Ядгио.орной орооороори о4гоол~ооооиилооеиг ~оориииий Ступенчатая Гондола со гондола смешением Рис.4.6. РазмеШение 1. В воздухозаборнике теряется 1% тяги звукопоглошаюших конструкци в их конструкций в 2.

В канале и реактивном сопле второг ~ро ! канале воздухоза рника: контура а — обычный воздухозаборник; 3. . На обтекателе газогенераторног б — воздухозаборник с удлиненным коком — 4% контура двигатели; в — воздухозаборник с соосной 4.

На внутренней части пилона — вставкой. Рис.4.5. Размешение звукопоглошаюших конструкций в ТРДД с высокой степенью двухконтурности 1% тяги нмн.г окь-!о.орь.ггг — Сгггггиге г гнонмн р1коогггт! 4.2. Аэродинамика гондол двухконтурных двигателей Разработка гондол для двухконтурных двигателей базируется на комплексе расчетных и экспериментальных исследований гондол в целом и их отдельных элементов. 4. 2. 1.

Воздухозаборники двигателей умеренной и большой степени двухконтурности ~о Гта ННЧаЛЬНОМ Этанс ПрОЕКтнроаання ЦЕЛССООбраЗНО ИСПОЛЬЗОВатЬ ')~г ИЧМ =О, Г' „-и Г Гг И=он') образом, вопрос обеспечения устойчивой работы двигателя большой и сверхбольшой степетни двухконтурности на самолете должен решаться с учетом указанных выше положений и нормативных материалов, на основе индивидуальных особенностей двигателя, самолета и их компоновки. по расходному сопротивлению ВЗ, коэффициенту сопротивления трения С тр=Е(Ке), зависимости ~Сл=(1 — Хл)~ йр(где и р — средний по плошади входа в двигатель коэффициент восстановления давления, гг он=1 рор), а также зависимость суммарной неоднородности потока на выходе из канала ВЗ двигателя Иг от величины угла раскрытия диффузора 4х ф. В результате анализа получаем характеристики типа приведенных в качестве примера на рис.

4.7 и 4.8. изчи л окь-ы.ьрь.гн — с 'амалию г своимн р1ками".! — крейсерские режимы полета с выходом на предельныс углы атаки. При разработках гондол двигателя решение задач аэродинамики направлено на обеспечение устойчивой (безпомпажной) работы двигателя в условиях эксплуатации самолета, на обеспечение высоких аэродинамических характеристик.

На начальной стадии проектирования самолета, если для этого самолета нет особых требований, возможно использовать накопленный опыт проектирования ВЗ для дозвуковых самолетов ~6). В этом случае целесообразно рассмотреть ВЗ со следующей геометрией (рис.4. 4): — диаметр "горла" ВЗ выбирается исходя из обеспечения удельного расхода воздуха ~ » 200 кгlм' (С р — приведенный расход г иээилоИЬЛа.эрЬ.ин — С'анонет еиоимн рэьамит! м =о, 1=05 о Возможно в качестве механизации у В3 выполнение щели вдува воздуха или предкрылка.

и'," От величины относительного диаметра по передней кромке ВЗ существенно зависит протекание зависимости СхоЮ, где У =Я о д'=площадь струйки, входягцей в 16 воздухозаборник в невозму1ценном потоке; Р— площадь входа в воздухозаборник, соответствующая й, рис.4. 11 и 4.

12. Если км кх Рис.4.9. Изменение характеристик воздухозаборника на М = О работа на Рис.4ЛО. Воздухозаборник с при и' =0,85, как это видно из месте в зависимости от величины коллекторности механизацией (вариант В рисунков, изменение коэффициента а — коэффициент потерь полного давления ( Йв = <1 мл> ~ Модель лля мспсриментальных.