Аэродинамическая интерференция воздушных винтов и планера двухдвигательного самолета тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Р Г Б ОД

Деришев Сергей Григорьевич

1 ФсВ £¿03

Аэродинамическая интерференция воздушных винтов и планера двухдвигательного самолета

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2000

Работа выполнена на Федеральном Государственном Унитарном Предприятии "Сибирский Научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина"

Научный руководитель:

кандидат технических наук старший научный сотрудник С.Т. Кашафутдинов

Официальные оппонента: доктор технических наук

А.Б. Кощеев,

кандидат технических наук старший научный сотрудник М.Д. Бродецкий

Ведущая организация:

Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского

Защита состоится 25 февраля 2000 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета К 003.22.01 по присуждению ученой степени кандидата наук в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН по адресу: 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1, ИТПМ СО РАН.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан 24 января 2000 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

В.И. Корнилов

О -ОНШ)

Общая характеристика работы

Актуальность темы. Сегодня в мире эксплуатируются и разрабатывают-двухдвигательные турбовинтовые самолеты, предназначенные дм перевозки | скоростью 400...700 км/ч пассажиров на местных воздушных линиях или уза на дальность, приближающуюся к дальности средаемагистральных само-ггов. При разработке таких самолетов обычно используют одну го трех типо-сс схем размещения двигателей:

■ на крыле с тянущими воздушными винтами;

■ на крыле с толкающими воздушными винтами;

• на пилонах в хвостовой части фюзеляжа с толкающими воздушными винтами.

Горизонтальное оперение устанавливается, как правило, на фюзеляже, ли) на вертикальном оперении Т-образно.

Разнообразие компоновочных схем, по которым строятся двухвинтовые молеты, связано как с разнообразием решаемых ими задач, так и с отсутстви-I корректных оценок эффективности используемых решений. Как нужно юмпоновать самолет и двигатели, чтобы усилить их достоинства и ослабить ¡достатки или, иначе говоря, обеспечить положительную аэродинамическую ггерференцию?

Исследования по этой проблеме проводились на протяжении -60 лет. Од-исо, в связи со сложностью эксперимента, необходимостью получения с высо->й точностью приращений аэродинамических нагрузок на планере и воздуш-)м винте, систематических результатов, которые позволили бы оценить со-ршенство интеграции силовой установки и планера, получено не было. Таким >разом, проведение указанных исследований представляется актуальным.

Целью настоящего исследования являлось изучение особенностей аэро-шамики типовых схем двухвинтового самолета, различающихся компоновкой еловой установки, и сравнение их эффективности на крейсерском и взлетно-юадочных режимах.

Способ достижения цели - экспериментальное исследование влияния воз-шшых винтов на аэродинамические характеристики планера и влияние пла-:ра на эффективность воздушных винтов.

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

1. Разработана н апробирована методика испытаний моделей самолетов с (здушными винтами в аэродинамической трубе малых скоростей, обеспечи-иощая возможность исследований аэродинамической интерференции воздуш-лх винтов и планера самолета. Эта методика существенно повышает инфор-ттность опытов, обеспечивает удовлетворение основным критериям подо-1Я аэродинамических нагрузок на воздушном винте и кинематического подога в струе, позволяет на качественно новом уровне проводить отработку аэро-шамической компоновки винтовых самолетов.

2. В условиях, обеспечивающих корректность сравнения, получены аэро-шамическне характеристики трех типовых схем двухвинтового самолета, раздающихся компоновкой силовой установки. Во всем диапазоне полетных

значений тяги воздушных винтов исследованы основные эффекты аэродинамической интерференции силовой установки и планера: определено влияние воздушных виттов на суммарные аэродинамические нагрузки планера и влияние планера на эффективность и нормальную склу воздушных винтов.

3. На основе анализа полученных экспериментальных данных выявлены и объяснены особенности аэродинамики исследованных типовых компоновок двухвинтового самолета и определены комплексные показатели их совершенства на крейсерском и взлетном режимах. На защиту выносится:

" Методика испытаний моделей самолетов с воздушными винтами в аэродинамической трубе малых скоростей, обеспечивающая возможность исследований аэродинамической интерференции воздушных винтов и планера самолета.

• Аэродинамические характеристики трех типовых схем двухвинтового самолета, различающихся компоновкой силовой установки, получешше в условиях, обеспечивающих корректность сравнения.

Достоверность полученных в работе материалов подтверждается подробным анализом погрешности измерений, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с известными данными других исследований.

Практическая ценность работы обусловлена острейшей нуждой самолетостроительных ОКБ в подобных материалах. Разработанная методика внедрена в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА и применялась при испытаниях моделей самолетов Су-26, С-80, Ту-34, Як-58, Бе-103 и других летательных аппаратов. Полученные в работе опенки использовались при разработке новых самолетов отраслевыми ОКБ России. Выводы работы могут быть легко распространены на четырехдвигательные схемы пассажирских и транспортных самолетов.

Апробация. Результата диссертации докладывались и обсуждались:

■ на XVIII научно-технической конференции молодых специалистов и членов НТО (Киев, 1987 г.);

■ на научно-технической конференции "V школа по методам аэрофизических исследований". (СО АН СССР, Институт теоретической и прикладной механики, Новосибирск, 1990);

■ на 1-м Российско-Корейском Международном симпозиуме (Республика Корея, Ульсан, 1997 г.);

■ на 5-х Чаплыгинских Чтениях (СибНИА, Новосибирск, 1999 г.);

• на всероссийской научно-технической конференции "Фундаментальные проблемы аэротермодинамики силовых установок летательных аппаратов". (Жуковский, 1999 г.). Публикации. По теме диссертации автором опубликовано 5 работ (см. список в конце автореферата). .

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, 4-х глав, заключения, списка использованной литературы и приложения. Общий

►бьем работы -171 страница, в том числе приложение, содержащее 81 рисунок, а 76 страницах.

Содержание диссертации

Во сведении изложены история и современное состояние исследуемого опроса, обоснованы актуальность и научная новизна выполненной работы, ратко описаны основные эффекты аэродинамической интерференции и осо-¡енности экспериментальной оснастки, используемой для изучения взаимного лияния воздушных винтов и планера.

В первой главе приведено описание исследованной модели, изложены ме-одика испытании и обработки результатов, дана оценка погрешностей измере-ий основных анализируемых параметров.

Объектом исследований являлась параметрическая модель двухвинтового амолета дозвуковых скоростей (рис.1). Мотогондолы двигателей размешались а модели в трех положениях, обеспечивающих рассмотрение типовых компо-говочных решений для двухвинтовых самолетов. Хвостовое горизонтальное перение устанавливалось в двух положениях, отражающих наиболее распро-траненные конструктивные решения: на фюзеляже и Т-образно на вертикаль-ом оперении. Диаметр воздушных винтов выбран на основе статистических энных Серия лопастей соответствует диапазону скоростей полета самолетов ассматриваемого класса. На всех поверхностях модели устанавливались тур-улизаторы.

С целью отработки местной аэродинамики сопряжений "крыло-фюзеляж" "крыло-мотогондола" были проведены несколько серий предварительных ве-эвых и визуальных испытаний модели с неработающей силовой установкой, [о результатам этого этапа испытаний на компоновке МГ-2 были выбраны ихрегенераторы на мотогондолах и зализы в сопряжениях мотогондол с кры-ом.

Угол установки лопастей подбирался по критериям наивысшего кпд на рейсерском режиме.

Испытания модели проведены в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА с ткрытой рабочей частью при скорости потока 40...60 м/с, что соответствует ислу Яе, подсчитанному по САХ крыла (0,7... 1) 10б.

Необходимость корректного сравнения результатов испытаний различных ариантов компоновки, а также возможность экстраполяции полученных ре-г'льтатов на натуру предопределили некоторые ограничения, которые удовле-ворялись в процессе испытаний. Сопоставление аэродинамических характер и-гик исследуемых конфигураций проведено при:

- одинаковых числах ¿е и М;

- одинаковом (фиксированном) положении линий ламинарно-турбулентно-

го перехода на поверхностях модели;

- одинаковых значениях коэффициента подъемной силы

на крейсерском режиме - СувЧ*ас ~ 0-5;

на взлетном: Суйоп, соответствующем скорости, на 10% превышают скорость сваливания;

- одинаковом запасе центровки: т^" = -0,1 при С^ = 0,5 и В = 0;

- при одинаковых значениях относительной тяги винтов на крейсерскол взлетном режимах.

При испытаниях воздушных винтов, когда сжимаемость воздуха не ока; вает существенного влияния на аэродинамические характеристики, подо€ обеспечивается равенством для модели и натуры коэффициента В - отнсх тельной тяги винта и относительной поступи А. - аналога числа БЬ.

Для подтверждения возможности одновременного удовлетворения кри рням подобия В и "к в испытаниях, проводимых в малых АДТ типа Т-203 С1 НИА или Т-102 ЦАГЙ, а, следовательно, и возможности получения корректн оценок натурного влияния винтов на планер и планера на винт, выполнены а тематические расчеты аэродинамических характеристик воздушного винта кинематических параметров струи. Полученные оценки показали, что даж£ наиболее трудном для моделирования случае - взлетного режима - при болып относительной тяге винтов (Вщх = Вмса), различие в числе Яе геометрически I добных винтов (типичное для аэродинамической трубы Т-203) допускает р; хождение в относительной поступи к не более 3%. Такое расхождение пракп чески не отражается на распределении осевой составляющей скорости, а в ( ружной (закрутка струи) наибольшее отклонение не превышает тех же 3%.

Основная серия опытов проведена по схеме с так называемой "отсое; ненной" силовой установкой (рис.2). Модель с помощью ленточной подвес закреплялась на электромеханических весах. В пустотелой мотогондоле раз\ щался электродвигатель мощностью 12 кВт с номинальной частотой вращен Пс=250 об/с, на валу двигателя устанавливался воздушный винт. Двигатель с: зором по отношению к мотогондоле размешался на шесгикомпонентных тен: весах, закрепленных на специальном следящем устройстве, обеспечивают неизменность взаимного положения модели и двигателя при изменении уг атаки во время испытаний. Использованная схема испытаний с отсоеднненн силовой установкой позволяет одновременно, но раздельно и с высокой точт стью измерить аэродинамические нагрузки, действующие на модель и натр; ки, создаваемые силовой установкой.

Каждая серия испытаний содержала два этапа. На первом этапе опреде; лись аэродинамические коэффициенты "чистой" модели с имитатором силов установки, где мотогондолы и коки винтов были выполнены зацело с модель При этом никаких дополнительных поддерживающих устройств не было. I лее, в опытах с работающей силовой установкой определялись приращения г родинамических коэффициентов в функции коэффициента В, которые впосле стаии суммировались с коэффициентами "чистой" модели. Такой подход г зволял "освободиться" от влияния поддерживающих устройств на характер стнки модели.

Оценка влияния поддерживающих устройств на характеристики винтов роизводилась в специальных опытах методом ложных державок. Поправки на лияние вырезов оценивались методом численного моделирования.

В схеме с "отсоединенной" силовой установкой необходимо как можно очнее определить поправки на избыточное давление в зазоре между коком инта и стенкой мотогондолы. С этой целью с помощью 11-ти кольцевых дат-иков статического давления были проведены измерения, которые позволили айтн величину поправок к относительной тяге и сопротивлению (рис.3).

По результатам многократных испытаний определены средние квадратнее кие отклонения измерений аэродинамических коэффициентов модели и воз-ушного винта. Установлено, что погрешность измерений коэффициентов мо ;ели с работающей силовой установкой в 1.5 раза выше, чем это имеет место в бычных весовых испытаниях. Доверительный интервал единичного измерения агрузок винта, сопоставимый с тем, который имеет место на винтовых прибо-

(например, СДУ-104 ЦАГИ), обеспечивался необходимой кратностью опы-

ов.

Во второй главе дан анализ аэродинамических характеристик модели с [еработающей силовой установкой. Выявлено, что:

- минимальным значением вредного сопротивления обладает компоновка с янущими винтами; у остальных компоновок этот показатель выше за счет ¡олыпей доли сопротивления давления;

- наибольшее эффективное удлинение, максимальное аэродинамическое ачество, эффективность механизации и наиболее полная реализация несущей пособности имеет место у компоновки с двигателями на пилонах.

В третьей главе рассматривается влияние планера га характеристики оздушных винтов. В опытах измерялись тяга, нормальная сила, крутящий мо-1ент и угловая скорость вращения винтов. По измеренным нагрузкам вычисляюсь коэффициенты тяги, мощности и кпд. На рис.4 представлены зависимости пд винтов, работающих в составе рассмотренных компоновок. Как видно на рафике, наибольшее значение максимального кпд имеет тянущий винт,' обте-аемый равномерным однородным потоком. Значительно ниже оказалась эффективность винта в компоновке МГ-2. Его максимальный кпд на 10% ниже, юм у МГ-1 СПл^-г = 77%, т^^ = 67%). Причиной столь существенного раз-ичия является сильная негомоэнергетичность потока, обтекающего винт ком-гоновки МГ-2. Кпд винта компоновки МГ-3 ниже, чем у МГ-1, но это различие ювелико.

При косой обдувке винта возникает сила, лежащая в плоскости вращения. 1сли угол скольжения равен нулю, эта сила, именуемая в соответствии с ГОСТом нормальной, пропорциональна углу атаки. Величина нормальной силы инта по сравнению с подъемной силой самолета пренебрежимо мала, но, бу-(учи приложенной на значительном расстоянии от центра тяжести, она может »казывать весьма заметное влияние на положение фокуса самолета, а значит, на ираметры продольной устойчивости.

Как показали результаты проведенных опытов, величина коэффициента юрмальной силы при фиксированном значении коэффициента В достаточно

точно может быть аппроксимирована линейной функцией угла атаки. На этом основании можно считать производную коэффициента нормальной силы винта а"- оценкой, достаточно полно характеризующей нормальную силу винта в диапазоне эксплуатационных углов атаки, и использовать её для вычисления параметров продольной устойчивости.

Коэффициент нормальной силы винтов определяется, главным образом, истинным углом атаки оси винта - поэтому имеет наибольшее значение в компоновке МГ-1 (рис.5). Скос потока от крыла способствует снижению нормальной силы: наиболее сильно у компоновки МГ-2 и в несколько меньшей степени у варианта МГ-3.

На взлетном режиме отношение нормальной силы винта к тяге составляет ~ 10% у компоновки МГ-1 и 2...3% у двух других.

В четвертой главе анализируется влияние воздушных винтов на аэродинамические характеристики планера. Винты оказывают благоприятное воздействие на несущую способность компоновки. По мере увеличения коэффициента В производная и коэффициент Су ^ возрастают, особенно при отклонении закрылка (рис.6). Работающие винты заметно влияют на сопротивление: Сх ^ увеличивается примерно одинаково у компоновок МГ-1 и МГ-2; в меньшей степени у МГ-3. Снижается величина максимального аэродинамического качества (рис.7) и качества на взлетном режиме.

Струи воздушных винтов оказывают сильное влияние на положение аэродинамического фокуса по углу атаки. На графиках рис.8 приведено изменение координаты фокуса от коэффициента В для трех рассматриваемых компоновок в крейсерской я взлетной конфигурациях. В компоновке МГ-1 воздействие струй сопровождается смещением фокуса вперед; это смещение мало зависит от положения оперения. Здесь основная причина - увеличение производной скоса потока по углу атаки. В компоновке МГ-2 горизонтальное оперение на фюзеляже обдувается струями винтов, а в Т-образной схеме - нет. Это обстоятельство отражается на смещении фокуса. Эффективность обдуваемого оперения растет и фокус модели с оперением на фюзеляже смещается назад; в Т-образной схеме доминирует эффект увеличения скоса и фокус сдвигается вперед. В компоновке МГ-3 влияние струй на положение фокуса не проявляется.

Нормальная сила винтов, расположенных впереди центра тяжести самолета, снижает запас устойчивости, что имеет место в компоновке МГ-1. Если винты размещены позади центра тяжести, как у вариантов МГ-2 и МГ-3, то фокус от нормальной силы "уходит" назад и степень продольной устойчивости возрастает.

Совместное воздействие струй и нормальной силы винтов приводит к полной потере запаса центровки на взлетных режимах у компоновки МГ-1, к существенному росту продольной устойчивости, а значит и к увеличению балансировочных потерь подъемной силы и аэродинамического качества у компоновки МГ-2 с оперением на фюзеляже (рис.9). У вариантов МГ-2 и МГ-3 с Т-

(бразным оперением работающие винты не вызывают сильных изменений за-гаса центровки.

Для того, чтобы можно было корректно учесть балансировочные потери и равнять эффективность рассмотренных компоновок, была назначена новая [ентровка и определен соответствующий ей запас на всех возможных режимах галета. В таблице приведены некоторые важнейшие характеристики крейсер-кого режима: величина аэродинамического качества с учетом балансировоч-[ых потерь, крейсерское значение потребной относительной тяги двигателей и иП.д. винтов, работающих в составе каждой компоновки.

Крейсерский режим Взлетный режим

Конфигурация = В крсйс Л ВкрвОс П Су/хп взя (В = 15 Веи-Вщ

ГО-Ф МГ-1 10,7 0,151 0,77 0,196 1,2 7,8 1,00

МГ-2 10,1 0,161 0,67 0,240 1,2 8,5 1,04

МГ-1 10,6 0,152 0,77 0,197 1,2 8,2 1,02

ГО-Т МГ-2 9,9 0,164 0,67 0,245 1,2 9,2 1,07

МГ-3 10,6 0,152 0,73 0,208 1,3 9,9 1,07

Максимум пропульсивного качества, обеспечивающего наибольшую потенци-льную дальность полета (дальность Бреге) соответствует минимуму величины тношения Вкргйс/т;. По этому показателю наилучшими являются компоновки 4Г-1 и МГ-3. Иными словами потенциальная дальность полета самолета, ревизованного по схеме МГ-3, составит ~ 94%, а схемы МГ-2 - только 80% даль-юсти самолета, выполненного по схеме МГ-1.

Поскольку нормируемые минимальные скорости полета в большинстве лучаев определяются на режиме малого газа двигателей, постольку допусти-юе значение коэффициента подъемной силы определено без учета влияния интов. Наибольшее значение Судоп, взлетное аэродинамическое качество и

[аибольшнй избыток тяги на разгон и набор высоты реализуются в компоновке ЛГ-3.

В заключении сформулированы основные выводы работы.

1. Разработана, апробирована и внедрена методика испытаний моделей са-голетов с работающими воздушными винтами в аэродинамической трубе ма-ых скоростей, обеспечивающая возможность исследований аэродинамической нтерференции воздушных винтов и планера самолета. Эта методика сущест-енно повышает информативность опытов, обеспечивает удовлетворение ос-ювным критериям подобия аэродинамических нагрузок на воздушном винте и инематического подобия в струе, позволяет на качественно новом уровне про-одить отработку аэродинамической компоновки винтовых самолетов.

2. Выявлено существенное влияние компоновки силовой установки на эф->ективность воздушных винтов. Наибольшее максимальное значение коэффи-

циента полезного действия винтов реализуется в компоновке МГ-1 (Лт«= 0,77), где винты работают в однородном равномерном потоке. Наименьшее максимальное значение к.п.д. получено у варианта МГ-2 (лтшг= 0,67). Причиной столь низкой эффективности силовой установки этого варианта компоновки является сильная негомоэнергетичность потока, в котором работает винт. Эффективность воздушных винтов компоновки МГ-3 (г)^ = 0,73) несколько ниже, чем у варианта МГ-1.

3. Величина нормальной силы винтов зависит от кинематических параметров поля течения, формируемого в окрестности винта элементами самолета. Скос потока за крылом уменьшает углы атаки винтов на компоновках МГ-2 и МГ-3 по сравнению с МГ-1, поэтому их коэффициент нормальной силы меньше аналогичного коэффициента винта МГ-1 соответственно в 2,5 и в 2 раза.

4. Влияние воздушных винтов на продольную устойчивость самолёта определяется двумя доминирующими факторами: воздействием струй на планер и продольным моментом нормальной силы винтов. В процессе перехода от режима планирования с зафлюгированными винтами к режиму полета с малой относительной тягой сдвиг фокуса мал. На взлётном режиме работающие воздушные винты вызывают значительные потери запаса центровки у компоновки МГ-1, рост продольной устойчивости и связанных с ним дополнительных балансировочных потерь у варианта МГ-2 с оперением на фюзеляже. На компоновках с толкающими винтами и необдуваемым струями горизонтальным оперением неблагоприятное воздействие винтов на продольную устойчивость оказывается минимальным,

5. Сравнение аэродинамических свойств рассмотренных вариантов компоновки двухвинтового самолета показало, что наибольшим значением про-пульсивного аэродинамического качества обладают компоновки МГ-1 и МГ-3. Компоновка МГ-2 с толкающими винтами на крыле заметно уступает им. В соответствии с полученными показателями потенциальная дальность самолетов, выполненных по схемам МГ-3 и МГ-2, составляет соответственно 94% и 80% дальности самолета МГ-1.

Взлетно-посадочные характеристики варианта МГ-3, имеющего "чистое" крыло, оказываются значительно лучше: заметно более высокое аэродинамическое качество на взлете, обеспечивающее больший избыток тяги на ускорение самолета и набор высоты, более высокие эффективность механизации крыла и максимальная несущая способность, способствующие снижению нормируемых взлетно-посадочных скоростей и повышению безопасности взлетно-посадочных режимов полета.

Основные результаты диссертации опубликованы вработах: 1. Деришев С.Г. Методика и некоторые результаты экспериментальных аэродинамических исследований модели спортивного самолета с работающим воздушным винтом. - В сб.: Тезисы докладов и сообщений XVIII НТК молодых специалистов и членов НТО. Киев, 1987.

2. Дсришев С. Г. Особенности моделирования в аэродинамической трубе обтекания летательного аппарата с винтовымн движителями. В сб.: Вопросы Авиационной науки и техники. Серия "Аэродинамика и прочность летательных аппаратов". Вып. 3, Новосибирск, 1990, с. 37-55.

3. Дсришев С.Г., Рогозин Ю.А., Сергеев А.В., Чемезов B.JI. Техника и методика испытаний моделей с работающими воздушными винтами в аэродинамической трубе Т-203. - В сб. Методы аэрофизкческих исследований. V школа по методам аэрофизичсских исследований. СО АН СССР, Институт теоретической и прикладной механики, Новосибирск, 1990, с. 226-231.

1 Kashafutdinov St.T., Derishev S.G. Major Scientific Areas and Experimental Facilities of SIBNIA Aerodynamic Research and Development Division. Proceedings of the First Korean-Russian International Symposium on Science and Technology. Ulsan, Republic of Korea, 1997.

5. Деришев С.Г. Аэродинамическая интерференция винтовых движителей и планера двухдвигательного самолета. В сб. "Фундаментальные проблемы аэротермодинамики силовых установок летательных аппаратов. Материалы всероссийской научно-технической конференции. Жуковский, 1999.

Рис.1.

Устройство перемещения агрегатов УПА-203

Рис. 2. Схема экспериментальной установки

5 * а

Тянущий винт

Ар, Г/см2 4

Др1-.Ар2

Ар.

АР, Ар5...Арп

Толкающий винт

Др, Г/см2 О

В

0.0 0.5 1.0 1.5

®— Тянущий винт

лсх 0.10

0.05

0.00

-0.05

В

— Толкающий винт

Рис. 3. Поправки на избыточное статическое давление в зазоре между коком винта и стенкой мотогондолы

0.80 Л 0.75

0.70

0.65

0.60

0.55

0.50

: А ! ; М ! 1 1 1

)

; . ! »¡и 1XV 1 < 1 1

: | Ч 1 ХЧ 1 1

1 1 ^Очк .1 1 _

1. 1 1 ^ 1 . .......

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4^^6 В 1.8

Рис 4. Коэффициент полезного действия винтов, работающих в составе компоновки

а

у

0.006

0.005, 0.004 0.003 0.002 0.001

0.000

• | » ! * ! : : 1 ! 1 ! 1 : ! ; : 1 ■ 1

\ 1 | 1 ; !

\ | I 1 ;

К | ! !

Г;

1 > 1 ,1 1.-1 1 . .<■,-«- ; 1 : 1 ! ! !

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 В 1.8

Рис. 5. Производная коэффициента нормальной силы винта по углу атаки

Са -I

. гоал

у.

,град "0.100

0.095

0.090

0.085

(го-нет)

0.080 &

! I ; ! 1 1 ! 1 ! А--* : : ! ; — 1 ! —

1 . -й— —а— —а

[3- * □—

1 ! ! ! < ■

1-, , . 1 ! . . 1 . . 1 1 . , , , 1

Су 1.5

а= о.. 4°

В

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6

[53

В

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6

20°

В

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6

Рис. 6. Влияние струй винтов на несущую способность

О]

Кшях

[гО-нет]

0.025

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6В

10.0

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6В Кли

13.0

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 В

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6В

Кодах

0.025

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 В

10.0'

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 В

Рис.7. Влияние струй винтов на лобовое сопротивление и аэродинамическое качество

ГО-Ф

0.15

0.1

0.05

ДХк

$з=0; Су=0.5

стр

-0.05

-0.1

■ ■ ; I ; :

1 1 1

^гг ■ 1 1 1 ; I ■

4 0|б 0|8 1 2 1 4 1

| 1

0.15

- 5з=20°; Суа=Суадоп АХгстр

в о

-0.05

-0.1

□

го-т

§з=0; Су„=о.5

6з=20°; Суа=Суадоп

ДХг

стр

•

"В- —"Р

4% 8— >—1- Ъ-Ъ

1 1 1

0.1 0.05

в 01

-0.05 -0.1

-0.15

ДХГ

сгр

1 }

1 [ 1 I ■ П ' 1

! 0 и 4 1; - ру

1 1 1

I 1 } \ \

Рис.8. Смещение фокуса от влияния струй винтов

Введение.

Глава 1. Модель и методика испытаний.

1.1. Модель.

1.2. Подобие при испытании моделей с винтовыми движителями.

1.3. Условия, обеспечивающие корректность сопоставления различных вариантов аэродинамической компоновки.

1.4. Экспериментальная оснастка.

1.5. Методика испытаний.

Выводы к главе 1.

Глава 2. Аэродинамические характеристики модели при неработающей силовой установке.

2.1. Несущая способность аэродинамической компоновки.

2.2. Лобовое сопротивление и аэродинамическое качество.

2.3. Продольная статическая устойчивость и балансировка.

Выводы к главе 2.

Глава 3. Влияние планера на характеристики воздушного винта.

3.1. Тяга и коэффициент полезного действия.

3.2. Нормальная сила винта.

Выводы к главе 3.

Глава 4. Влияние воздушных винтов на аэродинамические характеристики самолета.

4.1. Несущая способность.

4.2. Лобовое сопротивление и аэродинамическое качество.

4.3. Продольная статическая устойчивость.

4.4. Сравнение аэродинамических компоновок.

Выводы к главе 4.

1.История и современное состояние вопроса

Первое научное исследование аэродинамической интерференции было проведено, по-видимому, Рэнкином [74] в 1865 г. Предметом изучения Рэнкина являлись соотношения тяги гребного винта и сопротивления корпуса судна, полученные им в опытах как над изолированными винтом и корпусом, так и в составе комбинации «винт-тело».

Появление первых самолетов, имевших значительную величину отношения миделя моторной гондолы к диаметру воздушного винта, стимулировало интенсификацию исследований взаимного влияния воздушного винта и расположенного в его ближней окрестности тела. Для использовавшихся в то время силовых установок наиболее существенным оказалось взаимное влияние винта и моторной гондолы (фюзеляжа). Тщательнейшие опыты в аэродинамической трубе над моделями моторных гондол с работающим воздушным винтом, проведенные Фэйджем, Коллинзом, Дюрэндом, Лесли и др., позволили дать количественную оценку такого влияния, понять механизм явления и установить доминирующие факторы. Полученные эмпирические материалы послужили основой создания полуэмпирической теории интерференции - теории кажущейся тяги и кажущегося сопротивления. Законченный вид эта теория приобретает в трудах Глауэрта [4]. Аналогичные подходы разрабатывались и отечественными учеными ИВ.Остославским, Д.В.Халезовым и В.С.Ведровым [38-40], которые использовали результаты экспериментальных исследований, проведенных в 30-е годы в винтовой секции ЭАО ЦАГИ.

Экспериментальное исследование даже такой простой комбинации, как "крыло-винт", оказалось значительно сложнее, чем исследование взаимного влияния винта и фюзеляжа. В испытаниях модели фюзеляжа с работающим винтом опыт, как правило, сводился к измерению осевых сил, действующих на винт и фюзеляж. В опытах над моделью крыла с винтом необходимо было получить значения, как минимум, трех компонент нагрузки, действующей на крыло, а также значение осевой силы винта.

Отмеченное усложнение эксперимента нередко приводило к тому, что полученные экспериментальные данные не позволяли сделать полезных выводов относительно влияния винта на крыло (см., например, работу [37]). Наибольшую трудность вызывало одновременное определение приращения лобового сопротивления крыла, обдуваемого струей винта, и тяги винта. Использовавшаяся методика испытаний предполагала выполнение ряда опера6 ций, в процессе которых неизбежно накапливалась высокая погрешность результатов. Сначала необходимо было получить величину лобового сопротивления с учетом обдувки путем вычитания тяги воздушного винта (как правило, многократно превосходящей сопротивление) из суммарной продольной силы. Затем определялось приращение лобового сопротивления как функция тяги. Это обстоятельство явилось причиной, по которой большое количество работ раннего периода исследований аэродинамической интерференции не содержит данных по изменению лобового сопротивления обдуваемых крыльев.

Наряду с изучением общих закономерностей явления обдувки [84,70] в аэродинамических лабораториях проводились работы, связанные с оптимизацией компоновки силовой установки на самолете. Особого внимания заслуживает серия исследований, проведенных Дональдом Вудом и его коллегами в исследовательском центре им. Лэнгли [85-88, 68, 81]. Вуд выбирает положение силовой установки на самолете из условия наивысшего "чистого" к.п.д. воздушных винтов. Все комбинации (варианты компоновки) сравниваются при одинаковом значении коэффициента подъемной силы. "Чистый" к.п.д. винтомоторной группы, предложенный Бетцем, - это к.п.д., вычисленный в предположении, что все изменения подъемной силы и лобового сопротивления компоновки, вызванные струями воздушных винтов, суммируются с соответствующими собственными нагрузками силовой установки.

Следующим шагом в исследовании аэродинамической интерференции воздушного винта и планера было изучение устойчивости и управляемости движения самолета с винтовыми движителями. Изучению поля течения у хвостового оперения, взаимодействующего со струей воздушного винта, посвящена, в частности, работа Вейля и Слимена [82]. Авторы работы провели испытания 27 моделей различных компоновок однодвигательных самолетов с тянущим воздушным винтом, обработали и удачно обобщили результаты испытаний в виде эмпирической зависимости изменения скоса потока у оперения, вызванного работой воздушного винта, в функции комбинации параметров, учитывающих особенности аэродинамической компоновки самолета и режим работы двигателя.

Изучению продольной устойчивости двухдвигательного самолета посвящены работы английских ученых Брайэнта и Мак Миллана [56]. На основании построенной по экспериментальным данным топологии течения в окрестности хвостового оперения авторами даются рекомендации по выбору положения горизонтального оперения, минимизирующего изменение продольной устойчивости при обдувке. 7

В России заметных успехов в исследовании влияния воздушных винтов на устойчивость и летно-технические характеристики самолетов достигли И.В. Остославский, Г.С.Калачев, И.ШПарохин [28, 29].

Совершенствование техники и методики измерений, а также ренессанс интереса к взаимодействию воздушного винта и элементов планера самолета, связанный с созданием в 50-х - 60-х годах вертикально взлетающих летательных аппаратов и самолетов с укороченным взлетом и посадкой, позволил на качественно новом уровне получить практически важные результаты. Среди многочисленных исследований, проводившихся в эти годы, особо следует отметить работу Куна и Дрейпера [66], в которой авторами получены аэродинамические нагрузки, действующие на крыло в диапазоне углов атаки до 90°, а также нагрузки, действующие на винт (тяга, нормальная сила и продольный момент) в широком диапазоне изменения режимов работы винта. Ими же, возможно впервые, даны экспериментально полученные количественные оценки эксцентриситета тяги винтов, работающих вблизи несущего крыла.

В настоящее время, несмотря на весьма значительное усовершенствование техники и методики аэродинамических испытаний моделей с работающей силовой установкой, имеется очень небольшое число публикаций, посвященных исследованию рассматриваемой проблемы. Причина тому - особая сложность эксперимента, необходимость для его проведения специальной оснастки и прецизионных средств измерения и, как следствие, высокая стоимость эксперимента, превосходящая стоимость соответствующих испытаний без силовой установки в 5. 10 раз.

Тем не менее, экспериментальный метод исследования аэродинамической интерференции винтовой силовой установки и планера - это пока единственный путь получения достоверных ответов на комплекс практических вопросов аэродинамического проектирования самолета. По мнению Дитриха Кюхемана [25], ". главный недостаток существующих теорий состоит в том, что сами модели течений, допускающие теоретический анализ, слишком идеализированы. В действительности же, течения всегда существенно трехмерны и неоднородны; неоднородность может быть вызвана турбулентной струей (от воздушного винта, например) не вполне круглого сечения, положение которой относительно крыла и оперения в общем случае не всегда точно известно. Особо сложный случай представляет собой явление, когда несущая поверхность взаимодействует со струей не на начальном ее участке 8 где есть отчетливое ядро), а с дальней частью с развитым турбулентным течением. Это практически недоступная для численного моделирования область."

Среди экспериментальных исследований, выполненных в 60-е.70-е годы следует отметить выполненную в СибНИА работу Л.Н.Гольдбурта по изучению влияния обдувки на нескольких моделях много двигательных транспортных самолетов [11]. В работе, содержащей огромный объем экспериментальных данных по влиянию струй винтов на несущие свойства, продольную статическую устойчивость и эффективность органов управления моделей транспортного самолета, приведены и результаты измерений приращения лобового сопротивления на взлетно-посадочных режимах. Однако, использованные в работе оборудование и методика испытаний не обеспечили возможность корректных оценок изменения сопротивления и аэродинамического качества ни на взлетно-посадочных режимах, ни, тем более, на крейсерских.

Весьма значительный вклад в исследование проблемы аэродинамической интерференции воздушных винтов и элементов аэродинамической компоновки внесли ученые ЦА-ГИ: С.Я.Наумов, Е.М.Золотько, А.Н.Висков, А В.Петров, С.М.Белоцерковский, В.И.Бабкин, А.А.Борин, А.Л.Теперин, АЮ.Уджуху, Л.Н.Теперина [5-9, 36, 41-43, 47].

В работах последних лет заслуживает внимания исследование аэродинамических характеристик модели двухдвигательного самолета с крылом обратной стреловидности [71]. В работе получены зависимости коэффициента подъемной силы и момента тангажа по углу атаки для модели с работающей и неработающей силовой установкой, изменение эффективности руля высоты, вызванное струями воздушных винтов, а также спектры обтекания верхней поверхности модели в зависимости от режима работы винтов. Вероятно, по отмеченным выше причинам в работе отсутствуют материалы, характеризующие изменение лобового сопротивления модели с работающими винтами, а также изменение эффективности движителей, "работающих" в составе аэродинамической компоновки.

Наиболее близкой по предмету исследования настоящей работы является исследование Вильямса, Джонса и Ипа [83] модели двухдвигательного самолета с нестреловидным крылом при трех различных вариантах компоновки двигателей: мотогондолы с тянущими и толкающими винтами размещались на крыле, и с толкающими винтами на пилонах в кормовой части фюзеляжа. Варианты модели с толкающими винтами были испытаны с передним горизонтальным оперением. Испытания были проведены в аэродинамической трубе НИЦ им. Лэнгли с рабочей частью 9x18 м в диапазоне углов атаки до 65°. Режим работы модель9 ной силовой установки во время испытаний соответствовал режиму малого газа и режиму набора высоты. В работе проведено сравнение несущих свойств исследованных вариантов компоновки, сопоставление зависимостей момента тангажа по углу атаки модели с тянущими винтами, расположенными на крыле и толкающими винтами на пилонах для двух режимов работы двигателей. Приведенные данные свидетельствуют, что наивысшую несущую способность имеет схема с мотогондолами на пилонах. К очевидным недостаткам работы следует отнести полное отсутствие данных об изменении лобового сопротивления, аэродинамического качества, а также эффективности воздушных винтов. Не рассматривается эффективность механизации крыла сравниваемых вариантов компоновки. При анализе продольной статической устойчивости не разделены эффекты смещения аэродинамического фокуса от влияния струй и от влияния нормальной силы винтов. Полученные результаты работы позволяют оценить лишь некоторые особенности аэродинамических характеристик вариантов компоновки, но не дают возможности сделать какие-либо выводы относительно совершенства рассмотренных решений.

2. Эффекты аэродинамической интерференции

Аэродинамическая интерференция воздушного винта и несущего или ненесущего тела являлась предметом исследований многочисленных работ, перечисленных в предыдущем разделе, а также [27,49,53,55,57-58,61,63-65,69,72,75-78,80,85,90]. Многообразие и сложность физических явлений, составляющих суть понятия "аэродинамическая интерференция", обусловили в подавляющем большинстве случаев необходимость расчленения основных эффектов и изучение их на схематизированных моделях.

В данной работе основное внимание уделено выявлению доминирующих факторов во взаимодействии воздушного винта и планера, а также количественной оценке их влияния на интегральные аэродинамические характеристики самолета и эффективность его винтового движителя.

Влияние струй воздушных винтов на крыло проявляется в изменении и перераспределении аэродинамической нагрузки по хорде и размаху. Рост скоростного напора в струе, либо перед винтом, приводит к повышению несущих свойств и снижению аэродинамического качества. Изменение распределения циркуляции по размаху крыла, появление в некоторых случаях резких изменений - скачков - циркуляции по линиям пересечения струй с поверхностью крыла сопровождается изменением индуктивного сопротивления, изменением скоса потока за крылом и в области расположения горизонтального оперения, смещением

10 фокуса по углу атаки, изменением параметров продольной устойчивости. Деформация эпюры распределения давления по хорде профиля приводит к приращению моментов тангажа, изменению несущей способности крыла, изменению конфигурации и динамики развития зон срывного обтекания.

Аэродинамические характеристики воздушного винта, работающего в составе компоновки, отличаются от характеристик изолированного винта настолько, насколько элементы планера изменяют поле течения в окрестности винта. Например, толкающий винт, геометрия которого оптимизирована для работы в однородном потоке, в поле скоростей, создаваемых мотогондолой и следом, оставляемым несущей поверхностью, значительно (до 10%, согласно [83]) теряет коэффициент полезного действия. В случаях, когда крыло располагается вблизи работающего винта (впереди или позади), винт, как правило, обтекается скошенным негомоэнергетическим потоком. Скос потока изменяет эффективную поступь винта, что отражается как на коэффициентах тяги и мощности, так и на величине поперечной силы винта. Неоднородность осевой составляющей скорости в плоскости диска винта, создаваемая крылом на режимах ненулевой подъемной силы, приводит к смещению вектора тяги вверх или вниз по радиусу. Величина эксцентриситета тяги зависит от перепада давления на сторонах несущей поверхности и режима работы воздушного винта. Согласно данным, приведенным в работе Куна и Дрейпера [66], при взлетных значениях коэффициента В=1.5.2 и величине коэффициента подъемной силы СУа -I эксцентриситет тяги достигает значения 3%.5% диаметра винта. Появление эксцентриситета тяги оказывает воздействие на устойчивость движения. Однако величина этого воздействия (смещение фокуса по углу атаки) обычно на порядок меньше влияния нормальной силы винта.

З.Особенности экспериментальной оснастки, используемой для изучения эффектов аэродинамической интерференции Сложность экспериментального исследования аэродинамической интерференции винтовых движителей и планера самолета обусловлена необходимостью измерения приращения аэродинамических нагрузок порядка малости ниже первого. В самом деле, ведь в таком опыте нужно определить не саму величину, например, подъемной силы от обдувки, а ее приращение для разных положений воздушного винта относительно крыла. Эта особенность накладывает свои требования как к экспериментальной оснастке и измерительным устройствам, так и к методике проведения эксперимента и обработке результатов.

11

В настоящее время испытания в аэродинамических трубах моделей с силовой установкой проводятся по двум принципиально различающимся схемам.

В одной из них (назовем ее схемой с присоединенной силовой установкой) силовая установка крепится к модели через внутримодельные весы, позволяющие измерять нагрузки силовой установки. Суммарные нагрузки, действующие на модель и силовую установку, измеряются другими (как правило, внешними) аэродинамическими весами. Достоинством такой схемы является минимальное влияние поддерживающих устройств (устройств, обеспечивающих необходимое положение модели с силовой установкой в рабочей части аэродинамической трубы). Однако, в этом случае, аэродинамические нагрузки, действующие только на модель, получаются как разность нагрузок, измеренных внешними весами модели и весами силовой установки. Это обстоятельство требует чрезвычайно высокой точности измерений обоих весов. Здесь же следует отметить, что внутримодельные весы, измеряющие нагрузки силовой установки, (которые по понятным причинам должны быть весьма компактны) работают в условиях значительных вибраций, при наличии градиентов температуры по времени и пространству. Кроме того, наличие механической связи этих весов с моделью через жгуты, подводящие напряжение к электродвигателям, трубопроводы для подачи охлаждающей электродвигатель жидкости, измерительные коммуникации и т.д. создают значительные трудности в обеспечении корректных измерений нагрузок.

В другой схеме (с отсоединенной силовой установкой) устройство привода винтов (например, электродвигатель) устанавливается в мотогондоле модели с зазором, обеспечивающем отсутствие механического контакта силовой установки и модели, и поддерживается специальной стойкой, передающей нагрузки от двигателя на весы. Весы в этом случае могут располагаться вне модели в любом удобном месте. Стойка, поддерживающая двигатель, закрывается обтекателем, не связанным с чувствительными элементами весов. В такой схеме, одни весы измеряют нагрузки, создаваемые силовой установкой, другие же - только аэродинамические нагрузки, действующие на модель. Раздельное, непосредственное измерение нагрузок силовой установки и модели, обеспечиваемое в этой схеме, создают условия для существенного повышения точности измерений. Недостатком схемы с отсоединенной силовой установкой является наличие в потоке дополнительных поддерживающих устройств, оказывающих влияние как на поле течения у модели, так и на характеристики движителя. Тем не менее, если конструкция поддерживающих устройств вызывает незначительное изменение оцениваемых характеристик (которое может быть определено в специ

12 альных технологических опытах) схема с отсоединенной силовой установкой представляется более предпочтительной в задачах экспериментального исследования аэродинамической интерференции.

4.Цель и основные направления исследования.

В настоящее время в России и за рубежом разрабатываются и эксплуатируются двух-двигательные турбовинтовые самолеты, предназначенные для перевозки небольших групп пассажиров или эквивалентного груза со скоростью 400.700 км/ч на дальность, приближающуюся к дальности среднемагистральных самолетов. При разработке самолетов отмеченного класса обычно используют одну из трех типовых схем размещения двигателей: на крыле с тянущими воздушными винтами; на крыле с толкающими воздушными винтами; на пилонах в кормовой части фюзеляжа с толкающими винтами.

На рис 1.2 представлен общий вид некоторых проектируемых и эксплуатируемых самолетов с компоновкой силовой установки по названным схемам.

Горизонтальное оперение устанавливается, как правило, либо на фюзеляже (в схемах с мотогондолами, расположенными на крыле), либо на вертикальном оперении Т-образно.

Одним из направлений улучшения аэродинамики таких самолетов является совершенствование аэродинамической интеграции силовой установки с планером. Существующее сегодня разнообразие аэродинамических компоновок двигателей на самолете связано как с разнообразием задач, для выполнения которых создается самолет, так и, по-видимому, с отсутствием корректных оценок степени совершенства различных компоновочных решений.

Цель настоящей работы - исследование особенностей аэродинамики двухдвигатель-ного самолета дозвуковых скоростей, обусловленных различной компоновкой силовой установки, и оценка эффективности аэродинамической интеграции силовой установки с планером.

Под эффективностью аэродинамической интеграции силовой установки с планером понимаются комплексные показатели совершенства самолета на крейсерском режиме полета, а также показатели, характеризующие безопасность полета на взлетно-посадочных и критических режимах.

Поскольку, как отмечалось выше, дальность полета рассматриваемого класса самолетов приближается к дальности среднемагистральных самолетов, постольку для оценки со

13 вершенства крейсерского режима могут быть использованы те же критерии. Одним из наиболее простых и достаточно общих критериев является дальность Бреге [25]: в

Я = Нт]К\п

О-О, где Н - удельная теплотворная способность топлива; "Л - пропульсивный к.п.д. силовой установки; К - аэродинамическое качество; О, Ог - вес самолета и топлива соответственно. Если для всех сравниваемых вариантов зафиксировать параметр О

Н 1п

О-вуто наибольшую дальность обеспечит вариант компоновки, доставляющий максимум пропульсивному аэродинамическому качеству - г|К.

Безопасность взлетно-посадочных режимов полета зависит главным образом от располагаемой максимальной несущей способности, определяющей скорости отрыва, захода на посадку и касания.

5.Научная новизна работы

1. Разработана и апробирована методика испытаний моделей самолетов с воздушными винтами в аэродинамической трубе малых скоростей, обеспечивающая возможность исследований аэродинамической интерференции воздушных винтов и планера самолета. Эта методика существенно повышает информативность опытов, обеспечивает удовлетворение основным критериям подобия аэродинамических нагрузок на воздушном винте и кинематического подобия в струе, позволяет на качественно новом уровне проводить отработку аэродинамической компоновки винтовых самолетов.

2. В условиях, обеспечивающих корректность сравнения, получены аэродинамические характеристики трех типовых схем двухвинтового самолета, различающихся компоновкой силовой установки. Во всем диапазоне полетных значений тяги воздушных винтов исследованы основные эффекты аэродинамической интерференции силовой установки и планера: определено влияние воздушных винтов на суммарные аэродинамические нагрузки планера и влияние планера на эффективность и нормальную силу воздушных винтов.

14

З.На основе анализа полученных экспериментальных данных выявлены и объяснены особенности аэродинамики исследованных типовых компоновок двухвинтового самолета и определены комплексные показатели их совершенства на крейсерском и взлетном режимах.

Полученные в работе материалы будут полезны самолетостроительным ОКБ при разработке двухдвигательных самолетов с воздушными винтами на этапах выбора компоновки и предварительного проектирования. Выводы работы могут быть легко распространены на четырехдвигательные схемы пассажирских и транспортных самолетов.

6. Состав диссертации и порядок размещения материала.

Диссертация состоит из 4-х глав с выводами в конце каждой главы, введения и заключения.

В первой главе рассматриваются вопросы обеспечения подобия при моделировании в аэродинамической трубе взаимодействия воздушных винтов и планера, условия, обеспечивающие корректность сопоставления эффективности различных вариантов аэродинамической компоновки самолета. Приведены геометрические параметры модели и сведения об использованной экспериментальной оснастке. Изложена методика испытаний и алгоритм обработки результатов. Представлены данные о погрешностях измерений основных оцениваемых параметров.

Во второй главе дан анализ аэродинамических характеристик сравниваемых вариантов компоновки модели при неработающей силовой установке. Рассмотрены несущая способность, составляющие лобового сопротивления и параметры продольной статической устойчивости.

В третьей главе показано влияние планера на формирование аэродинамических нагрузок воздушного винта. Приведены данные об изменении тяги и коэффициента полезного действия винта, работающего в составе компоновки. Определена величина поперечной силы винтов и установлено ее влияние на продольную статическую устойчивость.

В четвертой главе анализируется влияние силовой установки на аэродинамические характеристики модели. Приводятся данные об изменении несущей способности, лобового сопротивления, аэродинамического качества и параметров продольной статической устойчивости для режимов взлета и крейсерского полета. Определены балансировочные потери

16

Выводы к главе 4.

1. Влияние струй воздушных винтов способствует росту несущей способности всех рассмотренных вариантов модели: возрастает производная С" (в наибольшей степени у варианта МГ-1) и увеличивается значение С (больше всего у варианта МГ-2).

Однако, практическое использование этого эффекта сдерживается действующими авиационными правилами, предписывающими определять нормируемые скорости, зависящие от СУоПах, на режиме малого газа двигателей.

С учётом балансировочных потерь подъёмной силы, наибольшее значение коэффициента подъёмной силы на взлётном режиме реализуется в компоновке МГ-3 (Су^оп = 1,28), наименьшее - в МГ-1 (СУадоп = 1,12. 1,14); вариант МГ-2 занимает промежуточное положение

С,одОЙ=1,17.1,21).

2. Струи воздушных винтов вызывают рост лобового сопротивления и снижение аэродинамического качества рассмотренных вариантов компоновки самолёта.

Сопротивление при нулевой подъёмной силе при увеличении коэффициента В возрастает примерно одинаково для вариантов с мотогондолами на крыле, как с тянущими винтами, так и с толкающими. Механизм роста сопротивления в этих двух случаях разный, но результат практически одинаков. На компоновке МГ-3 влияние струй на величину СХатЫ заметно слабее.

Сопротивление, обусловленное подъёмной силой, у вариантов компоновки с толкающими воздушными винтами при увеличении коэффициента В не возрастает. На компоновке с тянущими воздушными винтами эта компонента сопротивления увеличивается с ростом относительной тяги винтов.

3. Максимальное аэродинамическое качество и аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта (Су =0.5) по мере роста коэффициента В снижаются. Наибольший градиент уменьшения Ктах и Ккрейс по коэффициенту В наблюдается на модели с тянущими винтами. На компоновках с толкающими винтами величина снижения качества примерно одинакова. Существенно более высокое качество на всех режимах работы двигателей выявлено на модели МГ-3.

С учётом балансировочных потерь наибольшим аэродинамическим качеством на режиме крейсерского полёта обладают компоновки МГ-1 и МГ-3 (Кбк™йс=10,6. .10,7), вариант

84

4. Аэродинамическое качество на взлётном режиме (при отрыве от ВПП) наиболее высоким оказалось у варианта МГ-3 (К^ =9,9). Остальные варианты заметно уступают лидеру. На величину взлётного аэродинамического качества (с учётом балансировки) значительное влияние оказывает положение горизонтального оперения: при Т-образной схеме качество выше.

5. Сильное влияние воздушные винты оказывают на степень продольной устойчивости самолёта. Величина смещения фокуса определяется двумя доминирующими составляющими: воздействием струй на планер и продольным моментом нормальной силы винтов.

В процессе перехода от режима планирования с зафлюгированными винтами к режиму полёта с малой относительной тягой (полет на малом газе, либо крейсерский режим) сдвиг фокуса незначителен.

На взлётном режиме смещение фокуса, вызываемое работой воздушных винтов, гораздо больше. Наиболее неблагоприятное изменение запаса центровки обнаруживается у варианта МГ-1 с оперением на фюзеляже: потери составляют -14% С АХ, из которых ~ 60% вызвано нормальной силой винтов. При Т-образном оперении потери устойчивости чуть меньше.

У варианта МГ-2 сдвиг фокуса назад от нормальной силы винтов сравнительно небольшой (по причине малости нормальной силы). Здесь в значительной мере картину определяет взаимодействие струй с горизонтальным оперением. Если оперение обдувается 2 струями винтов (ГО-Ф), то устойчивость сильно возрастает - Дтг*° - -0.10. Если струи не омывают оперение (ГО-Т) - устойчивость уменьшается - Ат^а = +0.04.

Струи винтов не оказывают заметного влияния на продольную устойчивость компоновки с двигателями на пилонах (МГ-3). Увеличение запаса центровки от воздействия нормальной силы винтов составляет у этого варианта ~6% САХ.

6. Наибольшим значением пропульсивного аэродинамического качества обладают аэродинамические компоновки МГ-1 и МГ-3. Компоновка МГ-2 с толкающими винтами на крыле заметно уступает им.

Избыток взлетной тяги винтов (тяги, расходуемой на создание ускорения и набор высоты) имеет наибольшее значение у компоновок МГ-2 и МГ-3.

85

Заключение

1. В выполненной диссертационной работе значительно усовершенствована методика испытаний в аэродинамической трубе моделей самолетов с винтовыми движителями. Установлена номенклатура поправок к результатам испытаний и разработаны способы их определения. Обосновано ограничение на относительный импульс струй винтовых движителей, допускающее инвариантность поправки на блокинг-эффект к режиму работы силовой установки.

На основе результатов проведенных расчетных исследований показана возможность одновременного удовлетворения критериям подобия В и Л при моделировании работы винтовых движителей в аэродинамической трубе Т-203. Разработана технология испытаний, обеспечивающая, в сочетании с созданным алгоритмом обработки результатов, минимальную погрешность измерений нагрузок и вычисления аэродинамических коэффициентов.

По результатам многократных опытов установлено, что средние квадратические отклонения измерений аэродинамических нагрузок, действующих на модель с работающей силовой установкой, в-1,5 раза выше, чем в обычных весовых испытаниях модели без силовой установки. Для обеспечения приемлемой точности измерений аэродинамических нагрузок воздушного винта (сопоставимой с точностью, получаемой на винтовом приборе СДУ-104 ЦАГИ) в аэродинамической трубе Т-203 требуется кратность опытов не менее 30.

2. Проведенные исследования выявили существенное влияние планера на эффективность воздушных винтов, работающих в составе компоновки самолета.

Наибольшее максимальное значение коэффициента полезного действия винта реализуется в компоновке МГ-1 (77^ = 0,77), где винты работают в однородном невозмущенном потоке. Наименьшее максимальное значение к.п.д. получено у варианта МГ-2 (т}^ - 0,67).

Причиной столь низкой эффективности силовой установки этого варианта компоновки является негомоэнергетичность потока, в котором работает винт. Эффективность воздушных винтов компоновки МГ-3 несколько ниже = 0,73), чем у варианта МГ-1.

Нормальная сила винтов, возникающая при косой обдувке, зависит от кинематических параметров поля течения, формируемого в окрестности винта элементами самолета. Скос потока за крылом уменьшает углы атаки винтов на компоновках МГ-2 и МГ-3 по сравнению с МГ-1, поэтому коэффициент нормальной силы винтов МГ-2 и МГ-3 меньше аналогичного коэффициента винта МГ-1 соответственно в -2,5 и в —2 раза.

86

3. Воздействие воздушных винтов на планер проявляется в увеличении потенциальной несущей способности самолета, возрастании лобового сопротивления и снижении аэродинамического качества.

Эффект увеличения несущей способности от влияния струй практически использовать на самолетах рассматриваемого класса невозможно ввиду того, что по авиационным правилам, регламентирующим величины взлетно-посадочных скоростей, значения СУоПИХ определяются на режиме малого газа (малой относительной тяги) двигателей, когда полезное влияние струй отсутствует.

С учётом балансировочных потерь, наибольшее значение коэффициента подъёмной силы на взлётном режиме реализуется в компоновке МГ-3 с "чистым" крылом {СУадоп = 1,28 ), наименьшее - в МГ-1 (С^йоп = 1,12. 1,14); вариант МГ-2 занимает промежуточное положение

Суадоп = 1,17. 1,21 ).

Сопротивление при нулевой подъёмной силе с увеличением коэффициента В возрастает примерно одинаково для вариантов с мотогондолами на крыле. На компоновке МГ-3 влияние струй на величину Сх ^ заметно слабее. Сопротивление, обусловленное подъёмной силой, у вариантов компоновки с толкающими воздушными винтами при увеличении коэффициента В не возрастает. На компоновке с тянущими воздушными винтами эта компонента сопротивления увеличивается с ростом относительной тяги винтов.

С учётом балансировочных потерь аэродинамическое качество на режиме крейсерского полёта компоновок МГ-1 и МГ-3 составляет А"^вс=10,6. 10,7, у варианта с толкающими винтами на крыле - «10,0. Наибольшим значением пропульсивного аэродинамического качества обладают компоновки МГ-1 и МГ-3. В соответствии с полученными данными потенциальная дальность самолетов, выполненных по схемам МГ-3 и МГ-2, составит соответственно 94% и 80% дальности самолета МГ-1.

Аэродинамическое качество на взлётном режиме и избыток взлетной тяги винтов (тяги, расходуемой на создание ускорения и набор высоты) наибольшее значение имеет у варианта МГ-3.

4. Воздушные винты оказывают сильное влияние на продольную устойчивость самолёта. Величина смещения фокуса по углу атаки определяется двумя доминирующими составляющими: воздействием струй на планер и моментом нормальной силы винтов.

87

В процессе перехода от режима планирования с зафлюгированными винтами к режиму полета с малой относительной тягой (полет на малом газе, либо крейсерский режим) смещение фокуса на рассмотренных компоновках не превышает 1. 1,5% С АХ.

На взлётном режиме смещение фокуса, вызываемое работой воздушных винтов, гораздо больше. Наиболее неблагоприятное изменение запаса центровки обнаруживается у варианта МГ-1 с оперением на фюзеляже: потери составляют -14% САХ. При Т-образном оперении потери устойчивости чуть меньше.

У варианта МГ-2 сдвиг фокуса назад от нормальной силы сравнительно небольшой. Доминирующим эффектом является взаимодействие струй с горизонтальным оперением. Если оперение обдувается струями винтов (ГО-Ф), то устойчивость сильно возрастает с

АтгУа =-0.10. Если струи не омывают оперение (ГО-Т), - устойчивость уменьшается -Атс/° = +0.04. а

Струи винтов не оказывают влияния на положение фокуса у компоновки с двигателями на пилонах (МГ-3). Увеличение запаса центровки от воздействия нормальной силы винтов составляет в этом случае - 6% САХ.

5. Таким образом, сравнение аэродинамических свойств рассмотренных вариантов компоновки двухвинтового самолета показало, что установка двигателей с толкающими винтами на крыле нерациональна - компоновка обладает наименьшим аэродинамическим и про-пульсивным качеством на крейсерском режиме полета.

На компоновках МГ-1 и МГ-3 может бьггь реализовано более высокое пропульсивное качество крейсерского режима, примерно одинаковое для обеих компоновок. Но при этом взлетно-посадочные характеристики варианта МГ-3, имеющего "чистое" крыло, оказываются значительно лучше: более высокие эффективность механизации крыла, максимальная несущая способность и аэродинамическое качество на взлете, способствующие снижению нормируемых взлетно-посадочных скоростей и повышению безопасности взлетно-посадочных режимов полета.

Что касается выбора положения горизонтального оперения, то полученные в работе результаты не обнаруживают значительных преимуществ обдувки его струями винтов.

88

1. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов, 1991.

2. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности транспортных самолетов,1994.

3. Александров В. Л. Воздушные винты. -М. Оборонгиз, 1951.

4. Аэродинамика, т. IV. Под ред. Дюрэнда В.Ф. М. Государственное издательство оборонной промышленности, 1940.

5. Бабкин В.И., Теперина Л.Н. Метод расчета аэродинамической интерференции элементов крыла и двигательной установки со струями. Ученые записки ЦАГИ, 1986, № 4, с. 6468.

6. Бабкин В.И., Теперина Л.Н., Теперин Л.Л. Аэродинамическая интерференция крыла самолета и струи за винтовентиляторным движителем в потоке сжимаемого газа. Ученые записки ЦАГИ, 1991, № 5, с. 118-126.

7. Бабкин В.И., Белоцерковский С М., Гуляев В.В., Дворак А.В. Струи и несущие поверхности. Моделирование на ЭВМ. М. Наука, 1989, 208 с.

8. Белоцерковский С.М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М.: Наука, 1965, 242 с.

9. Белоцерковский С.М., Гиневский А.С. Моделирование турбулентных струй и следов на основе метода дискретных вихрей. М. Изд. фирма "Физико-математическая литература", 1995, 368 с.

10. Ю.Висков А.Н., Окладников Д.Е., Чернышева С.М. Интерференция верхнерасположенных гондол ТВВД с прямым крылом и способы ее ослабления. Ученые записки ЦАГИ, 1991, №2, с.113-116.

11. Гольдбурт Л.Н. Исследование возможностей улучшения посадочных характеристик турбовинтовых самолетов за счет использования обдувки крыла винтами. Дис. на соиск. учен, степени канд. тех. наук (01.024). / Новосибирск, СибНИА, 1972.

12. Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. -М.: Наука, 1964, 720 с.

13. Деришев С.Г. Результаты испытаний модели спортивного пилотажно-акробати-ческого самолета с работающим воздушным винтом в аэродинамической трубе. Отчет СибНИА № 136-87, Новосибирск, 1987.89

14. Деришев С.Г. Методика и некоторые результаты экспериментальных аэродинамических исследований модели спортивного самолета с работающим воздушным винтом. В сб.: Тезисы докладов и сообщений ХУШ НТК молодых специалистов и членов НТО. Киев, 1987.

15. Деришев С.Г. Особенности моделирования в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью обтекания летательного аппарата с винтовыми движителями. Отчет СибНИА № 123-89, Новосибирск, 1989.

16. Деришев С.Г. Влияние струи воздушного винта на аэродинамические характеристики модели самолета Як-58. Отчет СибНИА № 195-91, Новосибирск, 1991.

17. Деришев С.Г., Рогозин Ю.А. Аэродинамические характеристики модели дозвукового двухдвигательного самолета с неработающей силовой установкой. Отчет СибНИА № 45-95, Новосибирск, 1995.

18. Деришев С.Г., Рогозин Ю.А. Аэродинамические характеристики модели самолета с тянущими воздушными винтами. Отчет СибНИА № 22-96, Новосибирск, 1996.

19. Деришев С.Г., Рогозин Ю.А. Результаты испытаний модели двухдвигательного самолета с тянущими воздушными винтами и различным положением горизонтального оперения по высоте. Отчет СибНИА № 50-97, Новосибирск, 1997.

20. Деришев С.Г., Рогозин Ю.А. Результаты испытаний модели двухдвигательного самолета с толкающими воздушными винтами, расположенными на крыле и в хвостовой части фюзеляжа на пилонах. Отчет СибНИА № 34-98, Новосибирск, 1998.90

21. Кашафутдинов С. Т. Аэродинамическое подобие обтекания элементов летательного аппарата с воздухозаборниками, реактивными струями и струями воздушных винтов. В сб.: Аэродинамика крыльев летательных аппаратов. Вып. 1. М., Машиностроение, 1969.

22. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолётов. М.: Машиностроение", 1983.

23. Методика статистической обработки эмпирических данных. РТМ 44-62. М. Государственное издательство стандартов, 1963, 112 с.

24. Основные направления исследований по повышению топливной экономичности дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. Обзор ОНТИ ЦАГИ № 656, 1985, 238 с.

25. Остославский И.В., Калачев Г.С. Продольная устойчивость и управляемость самолета. -М.: Оборонгиз, 1951, 105 с.

26. Остославский И.В., Шарохин И И. Влияние обдувки крыла винтами на летные характеристики самолета ЦАГИ. Технический отчет ЦАГИ № 9, 1943.

27. Петров К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985, - 272 с.

28. Пэнкхерст Р., Холдер Д. Техника эксперимента в аэродинамических трубах. М.: Изд. иностранной литературы, 1955,667 с.

29. Рогозин Ю.А, Сергеев A.B., Чемезов В.Л. Исследования влияния воздушного винта модели самолёта на распределение скоростных напоров потока на срезе сопла аэродинамической трубы Т-203. Отчёт СибНИА №34-88, 1988.

30. Рягузов Е.А., Силантьев В.А. Расчет обтекания сложных самолетных компоновок с моделированием работы двигательных установок панельным методом потенциала: Препринт № 1-92. Новосибирск, СибНИА, 1992, 43 с.

31. Седов Л.И. Методы подобия и размерности в механике. М.: Наука, 1967, 428 с.

32. Теперин А. Л., Уджуху А. Ю. Метод определения сопротивления давления в задачах аэродинамической интерференции. Учён. зап. ЦАГИ, 1990, №3, с. 3-10.

33. Труды ЦАГИ, вып. 134, 1932. Егоров Б.Н. Влияние толстого крыла на работу винта. 35 с.91

34. Труды ЦАГИ, М. вып. 213, 1935. Остославский И.В., Халезов Д.В. Взаимное влияние винта и самолёта.

35. Труды ЦАГИ, М. вып. 232, 1935. Ведров B.C., Остославский И.В. Расчет обдувки монопланных крыльев с винтами перед крылом.

36. Труды ЦАГИ, М. вып. 481,1940. Остославский И.В., Халезов Д.В. Взаимное влияние винта и самолёта.

37. Труды ЦАГИ, М. вып. 1278, 1970. Борин A.A. Влияние обдувки частей самолета струей винта на характеристики разбега и взлета, 15 с.

38. Труды ЦАГИ, вып. 1312, 1971. Наумов С Я., Пустовойтов В.П., Руденя В.И. Методика расчета влияния воздушных винтов на аэродинамические характеристики самолета. 40 с.

39. Труды ЦАГИ, М. вып. 1452, 1973. Золотько Е.М. Приближенный расчет дополнительной подъемной силы при обдувке крыла струей от винтов, с. 12-26.

40. Труды ЦАГИ, М. вып. 1886, 1977. Руденко С.И. Методика весового эксперимента в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. 62 с.

41. Труды ЦАГИ, М. вып. 2313, 1986. Болсуновский А.Л., Глушков H.H., Щенникова О. Л. Приближенный метод расчета максимальной подъемной силы крыловых профилей при малых скоростях.

42. Труды ЦАГИ, М. вып. 2313, 1986. Болсуновский А.Л., Глушков H.H., Щенникова О. Л. Расчет аэродинамических характеристик профилей при малых скоростях в случае задних диффузорных отрывов.

43. Труды ЦАГИ, М. вып. 2235, 1984. Золотько Е.М. Подъемная сила крыла, обдуваемого струей от винтов, при изменении коэффициента нагрузки на ометаемую винтом площадь от 0 до сю, с. 3-10.

44. Фабрикант Н.Я. Аэродинамика. М.: Наука, 1964, 507 с.

45. Федоров Г.Н. Скос потока у горизонтального оперения в моторном полете. М. Издание ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1946,46 с.

46. Хафтман Б., Деббелер Ф. Д., Гилен X. Оценка аэродинамического сопротивления аэробусов A300-600 и A310 на режиме набора высоты и сравнение с результатами лётного эксперимента. Аэрокосмическая техника, № 2,1990, с. 96-108.

47. Чжен П. Управление отрывом потока. -М.: Мир, 1979, 552 с.

48. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1979.

49. Aljabri A.S. Aerodynamic Design of Propfan Powered Transports. AIAA Paper, 1983, No 1213, p. 1-11.92

50. Boundary Layer and Flow Control. Its Principles and Application. Edited by Lachmann G.V. v.l -Pergamon Press. Oxford/London/New York/Paris, 1961, p.600.

51. Brenckmann M.E. Experimental Investigation of a Wing in a Slipstream. Journal of the Aeronautical Sciences №5, Vol. 25, May, 1958. p. 324-328.

52. Bryant L.W., McMillan G.A. The Longitudinal Stability of a Twin-engined Monoplane with Airscrews Running. ARC R&M 2310, 1949, p.52.

53. Gearhart W.S. Proposed Arrangement to Improve Turboprop Efficiency. J. Aircraft, 1984, v.21,No 5, p.341-345.

54. Godston J., Reynolds C.N. Propulsion System Integration Configurations for Future Prop-Fan Powered Aircraft. J. Aircraft, 1985, v.22, No 12, p. 1027-1033.

55. Heyson H.H. Linearized Theory of Wind Tunnel Jet Boundary Corrections and Ground Effect for VTOL-STOL Models. NASA TR-124, 1962.

56. Hood M. J., Gaydos M.E. Effects of Propellers and Vibration on the Extent of Laminar Flow on the NACA 27-212 Airfoil. NACA ACR (WR L-784), 1939.

57. Howard R.M., Miley S.J. Time-Dependent Boundary-Layer Response in a Propeller Slipstream. J. Aircraft, 1989, v.26, No 9, p. 863-869.

58. Joppa R.J. Wall Interference Effects in Wind-Tunnel Testing of STOL Aircraft. J. Aircraft, 1969, v.6, No 3, p. 209-214.

59. Katz J., Corsiglia V.R, Barlow P R. Effect of Propeller on Engine Cooling System Drag and Perfomance. J. Aircraft, 1982, v.19, No 3, p. 193-197.

60. Kleinstein G., Liu C.H. Application of Airfoil Theory for Nonuniform Streams to Wing Propeller Interaction. J. Aircraft, 1972, v.9, No 2, p. 137-142.

61. Kroo I. Propeller-Wing Integration for Minimum Induced Loss. J. Aircraft, 1986, v. 23, No 7, p. 561-565.

62. Kuhn R.W., Draper J.W. Investigation of the Aerodynamic Characteristics of a Model Wing-Propeller Combination and of the Wing and Propeller Separately at Angles of Attack up to 90° NACA Rep. 1263, 1956.

63. Lepicovsky J., Bell W. A. Aerodynamic Measurements about a Rotation Propeller with a Laser Velosimeter. J. Aircraft, 1984, v.21, No 4, p. 264-271.

64. McHugh J.G. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part IV. Thick Wing Various Radial-Engine Cowlings - Tandem Propellers. NACA TR-505, 1934.

65. Miley S. J., Howard R. M., Holmes B. J. Wing Laminar Boundary Layer in the Presence of a Propeller Slipstream. J. Aircraft, 1988, v.25, No 7, p. 606-611.93

66. Millikan C.B. The Influence of Running Propellers on Airplane Characteristics. Journal of the Aeronautical Sciences, v. 7, No 3, 1940, p.85-106.

67. Poisson Quinton Ph. From Wind Tunnel to Flight. The Role of the Laboratory in Aerospace Design. J. Aircraft, 1968, v.5, No 3, p. 193-211.

68. Pope A., Harper J. J. Low-Speed Wind Tunnel Testing. New York/London/Sydney John Wiley & Sons, Inc., 1966, p. 457.

69. Rankine W.J. Transactions Institute of Naval Architects, 6, 1865, p. 13.

70. Rangwalla A. A., Wilson L. N. Application of a Powel Code to Unsteady Wing-Propeller Interference. J. Aircraft, 1987, v.24, No 8, p. 568-571.

71. Renoud R.W., Howard RM. Airfoil Boundary-Layer Response to an Unsteady Turbulent Flowfield. J. Aircraft, 1990, v.28, No 11, p. 1894-1900.

72. Ribner H.S. Notes on the Propeller and Slipstream in Relation on Stability. NACA ARR L4I12A, 1944.

73. Robinson R.G., Herrastein W.H. Wing-Nacelle-Propeller Interference of Various Spans Force and Pressure-Distribution Tests. NACA TR-569,1936, p. 16.

74. Spence D.A. The Lift on a Thin Aerofoil with a Jet-Augmented Flap. Aeronautical Quarterly, v.9, part 3, 1958, p.287-299.

75. Ting L., Liu C.H., Kleinstein G. Interference of Wing and Multipropellers. AIAA Journal, 1972, v.10, No 7, p. 906-914.

76. Valentine E.F. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part V. Clark Y Biplane Cellule - NACA Cowled Nacelle - Tractor Propeller. NACA TR-506, 1934, p. 17.

77. Weil J., Sleeman W. Prediction of the Effects of Propeller Operation on the Static Longitudinal Stability of Single-Engine Tractor Monoplanes with Flaps Retracted. NACA Report 941, 1949.

78. Williams L. J., Johnson J. L., Yip L. P. Some Aerodynamic Considerations for Advanced Aircraft Configurations. AIAA Paper 84-0562,1984. p.9.

79. Windier R. Tests of Wing-Nacelle-Propeller Combination at Several Pitch Settings up to 42°. NACA TR-564, 1936, p.8.94

80. Witcowski DP., Lee A.K., Sullivan J.P. Aerodynamic Interaction Between Propellers and Wings. J. Aircraft, 1989, v.26, No 9, p. 829-836.

81. Wood D.H. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part I. Thick Wing NACA Cowled Nacelle-Tractor Propeller. NACA TR-415, 1932, p.30.

82. Wood D.H. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part n. Thick Wing Various Radial-Engine Cowlings - Tractor Propeller. NACA TR-436, 1932, p.42.

83. Wood D.H. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part HI. Clark Y Wing Various Radial-Engine Cowlings - Tractor Propeller. NACA TR-462,1933.

84. Wood D.H, Bioletti C. Tests of Nacelle-Propeller Combinations in Various Positions with Reference to Wings. Part VI. Wings and Nacelles with Pusher Propeller. NACA TR-507, 1934, p.31.

85. Young A.D., Morris D.E. Note on Flight Tests on the Effect of Slipstream on Boundary Layer Flow. Aeronautical Research Council R&M, Nol957, 1939.

86. Zalovcik J. A. Flight Investigation of Boundary Layer and Profile Drag Characteristics of Smooth Wing Section on a P-47D Airplane. NACA WR L-86, 1945.

87. Рис. 3. Компоновка МГ-1; ГО-Ф99

88. Рис. 7. Компоновка МГ-3; ГО-Т

89. Рис. 8. Модель без мотогондол,1. Рис. 9. Компоновка МГ-11. О К»

90. Рис. 12. Схема установки турбулизаторов

91. Рис.14. Аэродинамические характеристики модельного и натурного винтоврасчет по теории несущей линии)107

92. Рис. 15. Схема экспериментальной установки (вариант МГ-2)

93. Рис. 16. Коэффициент поля потока на срезе сопла аэродинамической трубы.

94. Рис. 18. Поправки на избыточное давление в зазоре между коком винта и стенкой мотогондолы

95. Рис. 20. Средние квадратические отклонения производной коэффициента нормальной силы винта и смещения фокуса1141. В = 0; ГО нет; 53 = 20°

96. МГ нет * МГ - 1 • МГ - 2 оМГ-31. Хт= 0.14 • МГ 2, Хт= 0.20mza1. В = 0; ГО Ф; 53 = 20°

97. МГ нет, х^ 0.21 МГ-1, х^О.14 • МГ-2, Хт= 0.201. Рис. 26.1. В = 0; ГО Т; 5з = 0