ТЯХ СОПРЯЖЕНИЙ КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА

Рис 4.3. Профиль зализа в поперечном сечении области сопряжения крыло — фюзеляж. [c.217]

Рис. 4 7. Интерференционные эффекты в прямоугольном сопряжении [46] а — тело па стенке трубы [47] 1 — > /<5 = 0.25 2 — у/ = 1.3 3 — квадратичная аппроксимация, б — сопряжение крыла с фюзеляжем (5) и с плоской пластиной 4) [48].

Пристенные течения, формирующиеся при продольном обтекании двух сочлененных поверхностей, относятся к классу сложных пространственных течений [1, 2], часто встречающихся в различных практических ситуациях. Сложными принято считать турбулентные течения, которые не могут быть рассчитаны (по крайней мере достаточно точно) методами классической теории тонкого сдвигового слоя. Признавая субъективизм данного определения, следует, тем не менее, отметить, что даже в са.мом узком смысле оно справедливо для большого класса течений, встречающихся в технике и природе. Подобные течения реализуются в местах сопряжений крыла и фюзеляжа самолета, крыла и призматической мотогондолы, в каналах некруглого поперечного сечения, в прикорневой области лопаток турбомашин и других технических устройствах. В общем случае пересекающиеся поверхности могут быть неплоскими, иметь стреловидную и (или) затупленную переднюю кромку, обтекаться в условиях ненулевого продольного и даже поперечного градиентов давления. Особо следует выделить подкласс течений, индуцированных несимметрично развивающимися пограничными слоями. В отмеченных ситуациях возникает ряд особенностей течения, заметно усложняющих как проведение экспериментальных исследований, так и решение задачи в рамках даже современных численных подходов. При этом совершенствование последних пока еще ограничено отсутствием должного понимания физической структуры течения и эффективных моделей турбулентности. [c.69]

ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ТУРБУЛЕНТНЫХ ПОГРАНИЧНЫХ СЛОЕВ В ОБЛАСТЯХ СОПРЯЖЕНИЙ КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА [c.210]

К настоящему времени в отечественной и зарубежной литературе опубликован ряд работ,, посвященных изучению отдельных вопросов этой проблемы, в частности, исследованиям структуры пристенного течения в области сопряжения тонкого крылового профиля и плоской стенки рабочей части аэродинамической трубы [5], характеристик потока в следе за крылом в присутствии фюзеляжа [6], интегральных параметров течения в пограничном слое схематизированной модели самолета [ 1 ], отрывных явлений на крыле в присутствии фюзеляжа [7 ], анализу особенностей сдвигового потока в области сопряжения, образованного полупрофилем и стенкой рабочей части аэродинамической трубы [8 ], определению минимального волнового сопротивления комбинации крыло — фюзеляж с использованием оптимизационной процедуры на основе метода характеристик [9]. В [10] представлены также результаты численного анализа в рамках уравнений [c.210]

Вместе с тем следует подчеркнуть, что поиск оптимального сопряжения крыла и фюзеляжа на основе использования указанных элементов — далеко не единственный путь активного воздействия на структуру анализируемого течения. Содержание данного раздела было бы неполным, если не отметить хотя бы некоторые из таких путей. Известны, например, исследования [22—24 , где для индуцирования интенсивного вихревого жгута и соответствующего повышения [c.211]

Все вышеизложенное свидетельствует о том, что при решении сформулированной выше задачи должен использоваться комплексный подход, предусматривающий как расширение и углубление физических представлений о структуре течения, так и изучение суммарных аэродинамических характеристик всей комбинации в целом. Мы надеемся, что приведенные в данной главе результаты целенаправленных исследований пространственного пристенного течения в области сопряжения криволинейных аэродинамических поверхностей типа крыло — фюзеляж являются той самой основой, которая дает определенное представление о том, каким образом в рамках простого модельного подхода можно достаточно успешно решать данную задачу. [c.213]

При изучении главных особенностей течения в областях сопряжений типа крыло — фюзеляж, информация о которых необходима также для разработки и тестирования соответствующих методов расчета, нередко используют сильно идеализированные конфигурации. Не случайно поэтому исследуемые ситуации нередко упрощаются до моделирования одного или двух вихрей, внедренных в плоский турбулентный пограничный слой с помощью специального вихревого генератора [36—40 ]. Необходимость такого подхода диктуется следующими соображениями. Как отмечалось выше, продольные вихри проявляются в двух типах вторичных течений. Один из них представляет собой завихренность, индуцированную турбулентными напряжениями и обусловленную градиентами рейнольдсовых напряжений в длинных продольно обтекаемых угловых конфигурациях. Другой тип представляет собой завихренность, порожденную скосом потока, которая в отличие от первой может быть очень сильной она генерируется невязким процессом (поперечным скосом основного сдвигового течения), поэтому может появляться как в ламинарном, так и в турбулентном течениях. Сам скос может быть следствием или поперечного градиента давления на поверхности сравнительно малой кривизны, или поперечного перегиба сдвигового слоя при размещении в потоке препятствия, как, например, это происходит в областях сопряжения неподвижного дестабилизатора и фюзеляжа или крыла и фюзеляжа. Актуальность подобного способа моделирования диктуется также и тем, что в ряде [c.213]

Что касается чисто экспериментальных подходов, отметим работы [2, 18, 20], в которых с целью изучения возможности ослабления вихреобразования в окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа и, как следствие, уменьшения сопротивления схематизированной самолетной конфигурации анализировались различные варианты наплывов и зализов, которые для краткости именуются элементами малых аэродинамических форм. В качестве таких геометрических элементов использовались [c.215]

Остановимся коротко на особенностях распределения давления непосредственно в области сопряжения крыла и фюзеляжа, которая охватывается поперечными сечениями II—V. Как видно, обтекание исследуемой конфигурации харак- [c.218]

На рис. 4.6 для большей наглядности представлены векторные диаграммы распределения коэффициента давления Ср на поверхности модели в шести поперечных сечениях, перпендикулярных оси фюзеляжа, охватывающих как непосредственно область сопряжения крыла и фюзеляжа, так и зоны впереди крыла (Хф = 0.439) и позади его (Хф = 0.764). Здесь стрелками изображены результаты измерений, полученные на исходной конфигурации (вариант J), кружками — аналогичные данные при обтекании модели с элементами наплыва и зализа (вариант 5). [c.219]

Следует отметить важную особенность, характерную для обтекания анализируемых конфигураций. Пограничный слой непосредственно в окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа, в том числе в ближайших от передней кромки сечениях, при естественном развитии находится в состоянии, близком к турбулентному. В этом смысле ситуация здесь во многом сходна с той, которая реализуется при обтекании двугранного угла, где угловая вершина является своеобразным источником возмущений. [c.223]

Таким образом, в целом схема течения в области сопряжения типа крыло — фюзеляж характеризуется формированием, по крайней мере, двух стационарных вихрей. Что касается мелкомасштабного вихря, располагающегося над крылом (вихрь к), то в отличие от вихря ф причина его возникновения принципиально иная. Этот вихрь обусловлен взаимодействием пограничных слоев крыла и фюзеляжа и, вероятно, поддерживается энергией турбулентных движений, заметно активизируясь в условиях положительного градиента давления вдоль крыла. Действительно, судя по характерному искривлению изолиний средней скорости и пульсаций скорости, указанный вихрь не только не ослабевает, но даже интенсифицируется. Иными словами, его природа — чисто вязкостная и в соответствии с отмечавшейся ранее классификацией такой тип вихревых течений можно отнести к вторичным течениям 2-го рода по Прандтлю. [c.230]

Гц весьма высокой амплитуды с интенсивностью турбулентности 15 %. Наиболее высокая нестационарность обнаружена в узкой окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа в первом по потоку исследованном поперечном сечении (Хф = 0.504). Протяженность зоны нестационарности в направлении [c.231]

Пассивные методы управления структурой течения в областях сопряжений крыла и фюзеляжа [c.231]

Как видно, наличие наплыва существенно изменяет характер течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа в сравнении с исходной конфигурацией (сопоставьте рис. 4.17, а, где R/b = 0.269 и 4.12, г, где R/b = 0). В первом [c.235]

Поиск конфигурации зализа между крылом и фюзеляжем оптимальной геометрии — весьма трудоемкий и кропотливый процесс, требующий или проведения большого количества комплексных экспериментов, или решения сложной оптимизационной задачи. В настоящее время, по-видимому, нет твердых теоретических методов предсказания характеристик комбинации крыло — фюзеляж с зализами или надежных практических рекомендаций по выбору формы зализов. По этой причине вопрос об окончательной пространственной геометрии зализов применительно к конкретному варианту сопряжения типа крыло — фюзеляж пока еще можно решить главным образом на основе трубных экспериментов и последующей проверки в летных условиях. В то же время практика конструирования дозвуковых пассажирских самолетов приводит к необходимости поиска такой формы зализа, которая была бы технологически простой и в максимальной степени отвечала бы тем требованиям, которые к ней предъявляются, а именно снижение интенсивности вихря к и устранение отрыва и нестационарности течения в окрестности линии сопряжения. Комплексу указанных требований вполне удовлетворяет форма зализа, поперечное сечение которого имеет, в частности, вид дуги окружности определенного радиуса г. В качестве первого приближения значение г можно определить из условия г х) - 3(3j (x), являющегося в пределах некоторой погрешности наиболее приемлемой величиной для случая обтекания прямого двугранного угла [124]. (Здесь — толщина пограничного слоя на крыле вне области взаимодействия). [c.236]

Таким ооразом, исходя из анализа всех исследованных вариантов сочленения крыла и фюзеляжа, следует, что более рациональным и простым является зализ, поперечное сечение которого представляет собой дугу окружности, радиус которой в 2 3 раза больше толщины пограничного слоя, развивающегося на крыле вне области взаимодействия слоев, т.е. г ( 2 ч- 3)6 . В этом случае имеет место достаточно равномерный характер течения, свидетельствующий об отсутствии интенсивного вихреобразования между крылом и фюзеляжем, а само сопряжение имеет наименьшую площадь миделевого сечения, что позволяет надеяться на снижение полного сопротивления всей компоновки. На основе полученных физических представлений о структуре пристенного течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа в 75] выполнена оценка всех составляющих полного сопротивления (давления, трения, вихревого-индуктивного и др.), которая подтвердила сделанное заключение о выявленной рациональной форме сопряжения. Однако окончательный вывод может быть сделан лишь после прямого взвешивания аэродинамических сил, действующих на комбинацию в целом. [c.240]

Для понимания динамики развития отмеченных особенностей при изменении радиуса переднего наплыва в [75] выполнена визуализация предельных линий тока с использованием метода масляной пленки. Полученные данные не оставляют сомнения в том, что основным механизмом, ответственным за процесс снижения лобового сопротивления при увеличении К/Ь , является состояние вихревой системы в прикорневой области крыла перед его сопряжением с фюзеляжем. Действительно, если при Я/Ь = О формируется отчетливо выраженная пространственная отрывная зона течения с характерной сингулярной точкой и развивающимся вниз по потоку вихрем, то в случае наличия наплыва, у которого [c.247]

Итак, результаты анализа использования элементов малых аэродинамических форм в области сопряжения крыла и фюзеляжа схематизированной модели самолета в условиях малой дозвуковой скорости потока подтверждают данные физических исследований и свидетельствуют об эффективности использования наплыва и зализа как средств уменьшения лобового сопротивления всей компоновки. Максимальное снижение лобового сопротивления, величина которого относительно исходной конфигурации составляет 3.2 %, обеспечивает комбинация с передним наплывом, характеризующимся относительным радиусом Я/Ь — 0.477, [c.254]

На основе изучения величины и направления вектора скорости с помощью последовательных измерений двумя трехствольными пневмонасадками скоса, а также использования других результатов, в частности, поля изотах, в [75] представлена качественная пространственная картина течения в области сопряжения крыло — фюзеляж. В этом случае поперечные течения имеют вид двух основных асимметрично расположенных относительно условной биссектрисы и существенно отличающихся по масштабу контрвращающихся вихрей (рис. 4.14). Причем более четко сформировавшийся вихрь, имеющий замкнутый характер, развивается в пограничном слое фюзеляжа (вихрь ф) с центром, относительное положение которого по поперечной координате возрастает по мере удаления от [c.228]

Изложение основного материала начинается с наиболее простой формы течения, реализующейся в плоских продольно обтекаемых угловых конфигурациях (глава 2), с последующим переходом к анализу подобных, но более сложных течений в криволинейных конфигурациях (глава 3), а затем — в области сопряжения крыла и фюзеляжа (глава 4). Глава 5 посвящена рассмотрению характеристик пристенного турбулентного течения при наличии неравновесиости (по Клаузеру) и возможности расчета таких течений в рамках нелокального подхода. Наконец, в главе 6 обсуждается не менее сложная проблема, связанная с взаимодействием косого скачка уплотнения с пограничным слоем в продольно обтекаемых угловых конфигурациях. Проницательный читатель, конечно, понимает, что круг вопросов, относящихся к последней из названных проблем, настолько широк, что вполне может стать темой отдельных монографий. Поэтому изложение материала не распространяется на известные случаи обтеканий типа киль — плоская пластина, которые к настоящему времени достаточно хорошо изучены, и по возможности ограничивается освещением только принципиальных сторон изучаемых явлений. Причем содержание отдельных глав представлено в книге с разной степенью детализации. Это обусловлено тем, что рассматриваемые в них вопросы освещены в литературе в неодинаковой мере. [c.12]

Создание аэродинамически совершенных компоновок летательных аппаратов продолжает оставаться одной из актуальных проблем как теоретической, так и практической аэродинамики. В прикладном аспекте эта проблема сводится, в частности, к определению оптимальных форм сопряжений аэродинамических элементов типа крыло — фюзеляж с точки зрения как обеспечения минимального аэродинамического сопротивления всей компоновки, так и сохранения или улучшения ее несущих свойств, а в фундаментальном — к изучению физических свойств и закономерностей развития течения в областях сопряжений аэродинамических поверхностей с целью построения эффективных методов расчета. Идеализированный случай подобного рода конфигураций имеет вид продольно обтекаемого плоского или криволинейного двугранного угла, который широко встречается не только в конструкциях авиационно-космической техники, но даже в рабочих частях аэродинамических труб, в которых и проводятся испытания этих конструкций. Нельзя не отметить не менее важную прикладную значимость этой проблематики для турбомашиностроения, поскольку практически все основные детали проточной части турбин, насосов, компрессоров и вентиляторов в том или ином виде содержат элементы двугранного угла, образованного, например, сопряжением лопастей с втулкой (осевые машины) или с боковыми дисками (закрытые центробежные рабочие колеса и неподвижные элементы проточной части). [c.16]

Учитывая трудности, которые имели место при использовании в начале 70-х гг. маршевых методов параболического типа, Говинданом [90] разработана численная схема, в соответствии с которой уравнения Навье—Стокса рассматриваются как уравнения задачи с начальными данными по продольному направлению. С этой целью пренебрегается влиянием диффузии в указанном направлении, а продольный градиент давления трактуется как известный член типа источника. Полная система взаимосвязанных уравнений решается при помощи неитерациоиного алгоритма на каждом шаге по продольной координате, и, таким образом, решение определяется путем маршевого расчета по пространственным переменным. В [91 ] вычислительная программа и сам метод разработаны главным образом для расчета внутренних течений, аналогичных тем, которые формируются, например, в искривленных каналах. Вместе с тем они являются достаточно общими и пригодны для расчета многих типов внешних течений, в частности, реализующихся в области сопряжения крыла и фюзеляжа. Что касается моделирования турбулентности, то как привлекательная альтернатива полным уравнениям для рейнольдсовых напряжений использовались простая двухслойная алгебраическая модель турбулентной вязкости Болдуина и Ломэкса и (А—е)-модель турбулентности с двумя дополнительными уравнениями, основу которой, в свою очередь, составляет известная модель Джонса и Лондера. [c.78]

Результаты перечисленных здесь далеко не полных исследований, несомненно, представляют самостоятельный интерес и являются основой для рассмотрения комплексной проблемы, связанной с поиском рациональной (с точки зрения обеспечения максимального аэродинамического качества) формы сочленения крыла и фюзеляжа, которая может быть реализована, например, с помощью плавного сопряжения в виде зализов и/или наплывов. Примерно в такой постановке задача рассматривалась экспериментальным путем в [12—15], где изучалось влияние наплывов простейшей формы, а в [16, 171 — влияние зализа также относительно простой геометрии. Вследствие ограниченности экспериментальных данных и трудностей математической постановки задачи, успехи в разработке надежных теоретических методов предсказания комбинации крыло — фюзеляж с зализом до поопеднего времени оставались весьма скромными. Поэтому вопрос об окончательной геометрии сопряжения применительно к конкретной самолетной конфигурации пока решается главным образом на основе экспериментов в аэродинамических трубах [18—21] и последующей проверки с помощью летных исотедований. [c.211]

Данные о распределении давления на поверхности модели представляют интерес для получения общих сведений о характере ее обтекания, а также выявления наиболее важных особенностей течеиия непосредственно в окрестности линии сопряжения крыла и фюзеляжа. Некоторые из полученных в [2 ] результатов, относящихся к обтеканию приведенной выше модели (см. рис. 4.1), показаны на рис. 4.5 в виде распреде 1ений коэффициента давления , = (Я,. - по [c.218]

Приведенные здесь результаты не могут в полной мере отражать весь комплекс свойств, характеризующих структуру течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа. Они лишь указывают на то, что при обтекании схематизированной самолетной конфигурации течение в указанной области имеет явно выраженный пространственный характер с формированием по крайней мере двухвихревой структуры и локальных зон, характеризующихся отрывным состоянием потока и нестационарностью течения в узкой области, примыкающей к линии сопряжения. Имеется ряд общих признаков и свойств этого течения с известными типами течений, что вселяет некоторую надежду на создание обобщенной модели для опреде ченного класса обтеканий подобных конфигураций. [c.231]

Весь спектр всесторонних аспектов управления вихрями, а также проблема использования продольных вихрей для управления структурой различных типов пространственных течений с демонстрацией многочисленных примеров в самых разнообразных практических приложениях представлены в превосходной обзорной лекции Бушнелла [82]. Эти примеры весьма разносторонни и охватывают широкий диапазон практических случаев, в которых проявляют себя указанные вихревые течения транспортные самолеты, перехватчики и истребители, подводные лодки, турбомашины, несущие поверхности, ракеты, промышленная аэродинамика, криволинейные стенки, камеры сгорания, теплообменники и др. Наглядные примеры по управлению вихревой структурой течения в области сопряжения типа крыло — фюзеляж проиллюстрированы также в [83 ]. [c.232]

Выше было показано, что роль пространственного отрыва в формировании и развитии вихревой структуры течения в прикорневой области крыла в месте его сопряжения с фюзеляжем является доминируюшей. Это наводит на мысль о необходимости применения направленного воздействия на указанную структуру, например, с помощью расположенного в отмеченной области наплыва заданной пространственной геометрии. Такой наплыв впредь будем именовать передним. Основную тенденцию и эффективность указанного воздействия можно проследить на основе результатов исследований, представленных на рис. 4.17, а (вариант 2) [c.234]

Таким образом, наличие в конструкции двух геометрических элементов в виде переднего наплыва и зализа обеспечивает в исследованных условиях достаточно однородную структуру течения в области сопряжения крыла и фюзеляжа, свидетельствуюшую о существенном вырождении вихревых течений, т.е. их локализации и, судя по сравнительно слабому искривлению анализируемых изолиний, о значительном уменьшении интенсивности вихрей. При этом непосредственные измерения, а также визуальный контроль за характером сигнала термоанемометра не обнаруживают сколько-нибудь заметных признаков нестационарности, а само течение имеет явно безотрывный характер. Действительно, профиль средней скорости U/Ug = /( у ) (рис. 4.19), измеренный вдоль оси у, совпадающей по направлению с условной биссектрисой одного из исследованных вариантов модели (точки 2), имеет обычный вид, тогда как в отсутствие зализа (точки 7) распределение скоростей имеет отчетливый отрывной характер, который сохраняется даже при увеличении размеров наплыва. [c.238]

Существенный недостаток рассмотренного выше пути решения задачи состоит в том, что сделанные здесь выводы, по существу, не являются универсальными и справедливы для конкретной конфигурации крыло — фюзеляж. Однако результаты экспериментов [19], полученные для конфигурации с отличающейся геометрией, вселяют определенную уверенность в возможность использования подобного подхода для проектирования рациональных форм сопряжения других аэро-дшшмических компоновок, по крайней мере относящихся к схеме низкоплан . Они показывают, что при установке наплывов коэффициенты аэродинамической подъемной силы и продольного статического момента практически не меняются, а коэффициент лобового сопротивления модели уменьшается, что приводит к увеличению максимального аэродинамического качества модели на величину 0.15—0.20. [c.254]

Взаимодействие скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем является одним из наиболее часто встречающихся и трудно объяснимых феноменов аэродинамики больших скоростей, имеющим многочисленные практические приложения как во внешней аэродинамике, так и в силовых установках. Течения в местах сопряжений аэродинамических элементов, таких как крыло — фюзеляж, крыло — плоская мотогондола и др., являются типичными примерами такого рода взаимодействий. За последние два-три десятилетия выполнено большое количество исследований, в той или иной степени относящихся к данному вопросу, анализ и обобщение которых требует серьезной целенаправленной работы. Подобные течения были объектом рассмотрения нескольких крупных монографий [1, 2] и обзоров [2—8 ], а также темой представительных конференций и научных школ (см., например, [9]). Полученные в ряде работ результаты позволили понять и конкретизировать многие детали таких течений в широком диапазоне геометрических условий и газодинамических параметров. По причине ограничений объема мы вынуждены привести ссылки лишь на наиболее обстоятельные из этих исследований [10—28 ], хотя этим абсолютно не исчерпывается перечень работ по конкретным аспектам этой важной проблемы. Следует, однако, отметить, что большинство из них посвящено вопросу взаимодействия скачков уплотнения, инициированных передними кромками пересекающихся поверхностей [12—18] или установленными на них клиньями [19—25, 29, 30] как с формирующимися на этих поверхностях пограничными слоями, так и друг с другом. Комплексное использование численного и физического экспериме тов позволило выйти в последние годы на качественно новый этап в исследовании этой проблемы, что заметно повлияло на целый ряд представлений о происходящих в таких течениях явлениях и в конечном итоге дало возможность выполнить важные обобщения полученных результатов (см., например, [24—27]). [c.307]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология