SU1391490A3

SU1391490A3 - Гондола двигател самолета

Info

Publication number: SU1391490A3
Application number: SU833652711A
Authority: SU
Inventors: Джон Лахти Даниэль; Лерой Янгханс Джеймс
Original assignee: Дженерал Электрик Компани (Фирма)
Priority date: 1982-10-29
Filing date: 1983-10-18
Publication date: 1988-04-23
Also published as: NL8303716A; IL69906A0; CA1209354A; GB2128945B; JPS5996462A; AU555526B2; GB2128945A; SE8305904D0; SE456077B; IL69906A; GB8328400D0; IT8323478A0; IT1171783B; SE8305904L; CH667434A5; JPH0344221B2; AU1902683A; DE3338286A1

Abstract

Изобретение относитс к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов. Цель изобретени - снижение лобового аэродинамического сопротивлени гондолы. Гондола двигател самолета содержит аэродинамический профилированный кожух, имеющий переднюю аэродинамическую кромку 4, заднюю аэродинамическую кромку 5, аэродинамическую поверхность 7. Поверхность 7 состоит из переднего 8, среднего 9 и заднего 10 участков. Радиус кривизны R передней аэродинамической кромки лежит в пределах 0,1-0,5% длины аэродинамической хорды 6. Максимальна относительна толщина . внешней аэродинамической поверхности 7 составл ет 6-1 0% длины аэродинамической хорды 6 и находитс в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на рассто нии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60% длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, наход щейс от передней аэродинамической кромки А на рассто нии, равном 85% длины аэродинамической хорды 6. Задний участок 10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальный угол с/, величина которого лежит в пределах 6-1 1&deg;. Задн аэродинамическа кромка 5 имеет угол j , величина которого меньше величины хордального угла . 7 ил. О) со СО 4 СО о 12 см

Description

Фиг. 2

Изобретение относитс к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов.

Цель изобретени - снижение лобового аэродинамического сопротивлени гондолы.

На фиг, 1 изображен турбовентил торный двигатель, прикрепленный к крылу самолета посредством пилона и содержащий предлагаемую гондолу, общий вид с частичным разрезом; на фиг. 2 - гондола, разрез; на фиг. 3- график распределени давлени по на- ружной поверхности гондолы относительно расчетной хорды, проход щей от передней кромки гондолы к задней; на фиг. 4 - график, нормированный по отношению к расчетной хорде и обеспе- чивающий получение распределени давлени ; на фиг. 5 - график радиуса кривизны гондолы, нормированный относительно расчетной хорды; на фиг.6 - передн кромка гондолы; на фиг. 7задн кромка нормированного профил гондолы(пунктиром обозначены обводы и параметры известной гондолы).

Гондола 1 двигател 2 самолета 3 содержит аэродинамический профилиро- ванный кожух, име(р1Щ1Й переднюю аэродинамическую кромку 4, заднюю аэродинамическую кромку 5, аэродинамическую хорду 6, соедин ющую между собой переднюю А и заднюю 5 аэродинамические кромки, и внешнюю аэродинамическую поверхность 7, состо щую из переднего 8, среднего 9 и заднего 10 участков .

Внешн аэродинамическа поверх- ность имеет относительную толщину Т, измер емую в направлении, перпендикул рном аэродинамической хорде 6, равную нулевым значени м на передней А и задней 5 аэродинамических кромках. Радиус кривизны R передней аэродинамической кромки 4 лежит в пределах 0,1-0,5Z длины аэродинамической хорды 6. Максимальна относительна толщина внешней аэродинамической поверхности 7 составл ет 6-10% длины аэродинамической хорды 6 и находитс в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на рассто нии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60% длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, наход щейс от передней аэродинамической кромки 4 на рассто нии, равно 85% длины аэродинамической хордь 6. Задний участок 10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальны угол с/ , образованный аэродинамической хордой 6 и линией, проход щей через точку 11 максимальной относительной толщины внешней аэродинамической поверхности 7 и заднюю аэродинамическую кромку 5. Величина угла о лежит в пределах 6-11. Задн аэродинамическа кромка 5 имеет угол f, образованный аэродинамической хордой 6 и касательной к заднему участку 10 внещней аэродинамической поверхности 7 в точке задней аэродинамической кромки 5. Величина угла у меньше величины угла of .

Гондола функционирует следующим образом.

Вызываемый свободным потоком воздуха градиент давлени на поверхности гондолы такой, что наружна поверхность капота вентил тора вли ет на расположение места перехода ламинарного пограничного сло в турбулентный . Обычно отрицательный градиент давлени , т.е. градиент давлени , уменьшающегос в направлении течени задерживает переход ламинарного течени в турбулентное. Дл обеспечени возврата давлени к значению давлени в окружающей среде, т.е. в свободном потоке, за отрицательным градиентом давлени должен следовать положительный. В области положительного градиента давлени обтекающий гондолу поток становитс турбулентным , что приводит к увеличению аэродинамического сопротивлени .

На графике (фиг. 3) показано вызываемое свободным потоком воздуха распределение давлени по наружнойповерхности гондолы. Абсцисса представл ет нормированное безразмерное рассто ние Х/С, где С - длина аэродинамической хорды 6; X - рассто ние, измер емое по хорде 6 от передней кромки 4 (фиг. 2). Например передн кромка 4 и задн кромка 5 расположены соответственно при Х/С О и Х/С 1 , что в другом виде можно представить как 0% С и 100% С соответственно. Ордината представл ет давление на поверхности 7 дл каждой точки на оси абсцисс Х/С. Давление может быть выражено , например, в виде коэффициента Ср давлени , определ емого как 2

HPg - P) f V, где P, V и D - соответственно давление, скорость и плотность свободного потока; Рд - стати- ческое давление, измеренное у наруж- ной поверхности гондолы. Давление может быть также представлено в виде Pg/P, где РТ - плотное давление свободного потока.

На графике (фиг. З) пунктирной ли нией показана крива известного распределени коэффициента давлени Ср, соответствующего известной гондоле, а также показана крива распределени Ср с заданной прот женностью участка ламинарного течени в соответствии с насто щим изобретением. Распределени в соответствии с кривой обеспечивает увеличенную по сравнению с известньм распределением прот женность участка ламинарного течени без отрыва пограничного сло и отличаетс непрерывным уменьшением коэффициента Ср на участке от 0% С до точки 11 отрицательного минимума Ср, расположенной дальше 10% С при известном распределении . В данном случае точка 11 минимума Сррасположена между 50-60% С, а предпочтительно на рассто нии примерно 56% С. Кроме того, точка 11 мини- мума СрСоответствует месту максимальной толщины T gi cКрива распределени С р содержит (фиг. З) передний участок 8 отрицательного градиента, где Ср уменьша- етс от положительного значени при 0% С до отрицательного значени при примерно 10% С. Крива имеет средний участок 9 отрицательного градиента, который продолжает передний участок 8 и проходит от примерна 10% до точк 11 минимума Ср при примерно 56%. Средний участок имеет отрицательный градиент с меньпгим, чем у градиента переднего участка 8, модулем. Кроме того, и передний 8, и средний 9 участки вьтуклы по отношению к оси эбс- цисс Х/С.

Термин выпуклый означает, что крива , например второй участок 9, имеет центр радиуса кривизны, расположенный между кривой и осью абсцисс Х/С. Соответственно термин вогнутый означает, что крива имеет центр радиуса кривизны, расположенный с противоположной от оси абсцисс Х/С стороны кривой.

Увеличивать прот женность участка ламинарного обтекани поверхности 7

О 5 0 5 О

5 Q 5

Q

5

гондолы с уменьшенным сопротивлением позвол ет наличие заднего участка 10 полоз™тельного г радиента. Участок 10 проходит примерно от 56 до 100% С и обеспечивает предотвращение отрыва пограничного сло . Более конкретно, примерно при 56% С крива имеет в районе точки 11 минимума Ср переходный участок, на котором наклон, или градиент кривой измен етс от отрицательного значени к положительному. Примерно от 56 до 100% С участок 10 положительного градиента проходит от минимума С р в точке 11 до положительного значени Ср соответственно. В предпочтительном варианте участок 10 положительного градиента вдоль заднего участка 10 вблизи от задней кромки 5 (фиг. 2) снижаетс с умень- шаЬщейс интенсивностью и имеет вогнутый профиль по отношению к оси абсцисс Х/С, который может быть, например , параболическим.

В гондоле (фиг. 2) можно обеспечить ламинарное течение на участке от 0% С до примерно 56% С. Ламинарное течение и св занный с ним низкий коэффициент С трени обеспечивает значительное уменьшение аэродинамического сопротивлени поверхности гондолы при крейсерском полете самолета без отрыва пограничного сло .

Более подробно участок графика (фиг. 4) между 56 и 100% С показан на фиг. 7. Эта область важна тем, что способствует возврату давлени к значению его в окружающем свободном потоке, не способству при этом отрыву пограничного сло . Задний участок 10 имеет хордапьный угол о/, определ емый как угол между хордой 6 и линией, соедин ющей наружную поверхность 7 в месте максимальной толщины с задней кромкой 5. Хор- дальный угол о имеет величину в пределах 6-11°, а предпочтительно около 9. Кроме того, задний участок Ю наружной поверхности 7 имеет угол f задней кромки, образованный между хордой 6 и линией, касательной к наружной поверхности 7 у задней кромки 5. Угол Y меньше хордального угла с и равен примерно 8°.

Claims

Формула изобретени

Гондола двигател самолета, имеюща аэродинамический профилированный

кожух, содержащий переднюю аэродинамическую кромку, заднюю аэродинамическую кромку и внешнюю аэродинамическую поверхность, состо щую из переднего , среднего и заднего участков имеющую относительную толщину, измер емую в направлении, перпендикул рном аэродинамической хорде, равную нулевым значени м на передней и задней аэродинамических кромках, отличающа с тем, что, с целью снижени лобового аэродинамического сопротивлени гондолы, радиус кривизны передней аэродинамической кромки имеет величину в пределах от 0,1 до 0,5% длины аэродинамической хорды, максимальна относительна толщина внешней аэродинамической поверхности , лежаща в пределах от 6 до 10% длины аэродинамической хорды, наход ща с на границе переднего и среднего участков, расположена

от передней аэродинамической кромки на рассто нии, лежащем в пределах от 50 до 60% длины аэродинамической хорды, при этом граница среднего и заднего участков расположена от передней аэродинамической кромки на рассто ние, равном 85% длины аэродинамической хорды, причем

хордальный угол заднего участка внешней аэродинамической поверхности, образованный аэродинамической хордой и линией, проход щей через точку максимальной относительной толщины внешней аэродинамической поверхности и заднюю аэродинамическую кромку, равен б-П , а величина угла задней аэродинамической кромки, образованного аэродинамической хордой и касатель- ,

ной к заднему участку внешней аэродинамической поверхности в точке задней аэродинамической кромки,меньше величины хорд а ль ног о угла заднего участка.

Фиг. 7

Ср

ю

Фиг. 5

Фиг.6

Составитель В. Штыпьков Редактор Н, Тупица Техред м.Дидык Корректор И. Муска

Заказ 1787/58

Тираж Л22

ВНИИПИ Государственного комитета СССР

по делам изобретений и открытий 113035, Москва, Ж-35, Раушска наб., д, 4/5

Фиг.7

Подписное