ОСЕСИММЕТРИЧНАЯ НОСОВАЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиационной техники, а более конкретно к элементам дозвуковых летательных аппаратов, и может быть использовано при разработке и создании осесимметричных носовых частей фюзеляжей.

В качестве основных областей повышения эффективности дозвуковых летательных аппаратов выделяются направления увеличения скорости полета и уменьшения аэродинамического сопротивления. Для условий крейсерского полета наибольший вклад в аэродинамическое сопротивление вносят сопротивление поверхностного трения, связанное с внутренним объемом волновое сопротивление и индуктивное сопротивление, обусловленное созданием подъемной силы. Аэродинамическое сопротивление, на уменьшение которого направлено представленное техническое решение, связано с объемом фюзеляжа и зависит от формы его носовой части. Изменение этой составляющей волнового сопротивления по числу Маха непосредственным образом влияет на скоростные характеристики летательного аппарата.

Известно, что аэродинамические характеристики фюзеляжа зависят от распределения площади поперечного сечения в продольном направлении. В рамках допущений теории тонкого тела наименьшее волновое сопротивление среди носовых частей одинакового удлинения (L, D - длина и диаметр носовой части) имеет оживало Кармана. Испытания в аэродинамических трубах установили превосходство носовых частей со степенной образующей в сверхзвуковом диапазоне скоростей (Аэромеханика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы / Под ред. Г.Л. Гродзовского. М.: Машиностроение, 1975. 183 с.). Дальнейшее уменьшение волнового сопротивления достигается затуплением носовой части по торцу (Иванюшкин Д.С., Таковицкий С.А. Носовые части минимального волнового сопротивления с передним торцом и степенной образующей // Ученые записки ЦАГИ. 2009. Т. XL. №5).

Наиболее близкой из известных технических решений, принятой за прототип является носовая часть с образующей Рябушинского, которая специальным образом спрофилирована с целью обеспечения постоянства газодинамических функций на поверхности (Вышинский В.В., Кузнецов Е.Н. Исследование обтекания носовых частей тел вращения с образующей Рябушинского // Труды ЦАГИ. 1995. Вып. 2571.), (Баринов В.А., Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Кузнецов Е.Н., Скоморохов С.И., Чернышев И.Л. Исследование обтекания околозвуковым потоком газа модели самолета с носовой частью фюзеляжа в виде полукаверны Рябушинского // Доклады Академии наук. Механика. 2007. Т. 416. №4). Существенные признаки прототипа, совпадающие с существенными признаками предлагаемого технического решения, заключаются в том, что носовая часть имеет осесимметричную форму, выполнена с плоским передним торцом, ее боковая поверхность гладко состыкована с передним торцом и с центральной частью фюзеляжа и применяется в дозвуковом диапазоне скоростей.

Условие постоянства коэффициента давления на поверхности носовой части соответствует требованию увеличения критического числа Маха. При использовании носовых частей фюзеляжа в виде полукаверны Рябушинского образование волнового сопротивления смещается в диапазон больших скоростей полета. Однако данный эффект имеет ограниченный характер. Критическое число Маха уменьшается с ростом относительной толщины тела или с уменьшением удлинения носовой части. Техническое решение базируется на результатах теории несжимаемой жидкости и не учитывает возрастание аэродинамического сопротивления при числах Маха, больших критического значения.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка осесимметричной носовой части фюзеляжа летательного аппарата с уменьшенным аэродинамическим сопротивлением в диапазоне больших дозвуковых скоростей полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в носовой части, затупленной по торцу и ограниченной плоскостями переднего плоского торца и стыковки с центральной частью фюзеляжа, выпуклая боковая поверхность выполнена из трех гладко состыкованных элементов. Первый и третий элементы имеют образующие в виде дуг окружностей с радиусами R₁ и R₃, соответственно, причем первый элемент гладко состыкован с передним торцом, а третий - с центральной частью фюзеляжа. Образующая второго элемента боковой поверхности математически выражена в виде зависимости радиуса r - расстояния до оси симметрии, от продольной координаты х - расстояния до переднего торца

где n - показатель степени, х_C и r_C - координаты, определяющие точку стыковки второго и третьего элементов, А - параметр, определяющий относительный размер переднего торца. Значения геометрических параметров выбраны из условия минимизации лобового сопротивления в диапазоне больших дозвуковых скоростей полета. Установлены следующие диапазоны изменения геометрических параметров носовой части фюзеляжа в зависимости от удлинения λ носовой части фюзеляжа 0.2≤А≤0.8, 0.12≤n≤0.25, . Здесь радиусы окружностей пронормированы на длину L носовой части фюзеляжа. Координаты х_C и r_C связаны простыми геометрическими соотношениями с L, λ и R₃.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 показана носовая часть фюзеляжа в виде полукаверны Рябушинского, состыкованная центральной частью фюзеляжа, и оси системы координат.

Фиг. 2 представляет носовую часть с боковой поверхностью, состоящей из трех элементов.

На фиг. 3 показаны носовая часть и основные геометрические параметры в продольном сечении.

На фиг. 4 сопоставлены образующие носовых частей.

На фиг. 5 представлено изменение коэффициента лобового сопротивления по числу Маха для двух носовых частей

На фиг. 6 показано распределение коэффициента давления по поверхности в поперечном сечении носовой части.

Основными конструктивными элементами носовой части 1 фюзеляжа являются боковая поверхность 3, передний торец 4 и плоскость стыковки 5 с центральной частью 2 фюзеляжа (фиг. 1 и 2). Геометрические параметры образующей носовой части 1 задаются в цилиндрической системе координат (фиг. 3). Начало координат находится в плоскости переднего торца 4, ось X направлена вдоль оси симметрии 9 вниз по потоку.

Предлагаемая носовая часть фюзеляжа имеет боковую поверхность, составленную из трех элементов (фиг. 2). Первый элемент 6 носовой части фюзеляжа с образующей в виде дуги окружности радиусом R₁ гладко примыкает к переднему торцу 4. Третий элемент носовой части фюзеляжа 8 имеет образующую в виде дуги окружности с радиусом R₃ и гладко примыкает к центральной части 2 фюзеляжа. Второй элемент носовой части фюзеляжа 7 гладко состыкован с первым элементом носовой части фюзеляжа 6 и третьим элементом носовой части фюзеляжа 8. Образующая второго элемента 7 боковой поверхности носовой части фюзеляжа математически выражена в виде зависимости радиуса r - расстояния до оси симметрии, от продольной координаты х - расстояния до переднего торца

где n - показатель степени, х_C и r_C - координаты, определяющие точку стыковки второго и третьего элементов, А - геометрический параметр, определяющий относительный размер переднего торца, при этом геометрические параметры носовой части фюзеляжа изменяются в зависимости от удлинения λ носовой части фюзеляжа в диапазонах 0.2≤А≤0.8, 0.12≤n≤0.25, 0.01≤λR₁≤0.1, , которые для параметров, имеющих размерность длины, пронормированы на длину носовой части фюзеляжа.

В результате улучшено распределение аэродинамической нагрузки по поверхности носовой части фюзеляжа. Уменьшение сопротивления, связанного с объемом фюзеляжа, достигнуто увеличением давления в окрестности переднего торца и его уменьшением на значительной по площади части поверхности, составляющей до 50% от длины носовой части (фиг. 6). При этом объем носовой части увеличен по сравнению с прототипом (фиг. 4).

Работоспособность технического решения подтверждена расчетными исследованиями. Обтекание и аэродинамические характеристики фюзеляжей исследованы в рамках системы уравнений Навье-Стокса. Численное моделирование выполнено при следующих значениях определяющих параметров: число Маха набегающего потока М=0.7÷0.95, число Рейнольдса, посчитанное на длину носовой части, Re=3⋅10⁶÷3⋅10⁷, удлинение носовой части λ=0.8÷3.

Исследуемая интегральная характеристика носовой части фюзеляжа - лобовое сопротивление, состоящее из сопротивления поверхностного трения и волнового сопротивления, связанного с объемом носовой части фюзеляжа. Изменение коэффициента лобового сопротивления Сх носовой части фюзеляжа с удлинением Х=0.% в зависимости от числа Маха показывает, что резкое увеличение сопротивления носовой части фюзеляжа с образующей Рябушинского начинается при М=0.86 (фиг. 5). Для носовой части фюзеляжа с боковой поверхностью, составленной из трех элементов, рост сопротивления смещается в сторону больших значений числа Маха. В диапазоне умеренных скоростей полета (М≤0.8) носовые части фюзеляжа имеют практически одинаковые характеристики по аэродинамическому сопротивлению. При больших дозвуковых скоростях (М≥0.9) носовая часть фюзеляжа с боковой поверхностью, составленной из трех элементов, имеет меньшее сопротивление. По сравнению с прототипом относительный выигрыш достигает 40%.

Таким образом, технический результат уменьшение аэродинамического сопротивления в диапазоне больших дозвуковых скоростей полета достигается благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого технического решения, которые заключаются в том, что боковая поверхность носовой части фюзеляжа состоит из трех специальным образом спрофилированных элементов.

Предложенное техническое решение может найти применение при создании и модернизации носовых частей фюзеляжей дозвуковых летательных аппаратов, преимущественно осесимметричных фюзеляжей.