Wpływ położenia płata na współczynniki aerodynamiczne zasobnika lotniczego

M E C H AN I K A TEORETYCZN A I STOSOWANA 1/2, 25, 1987

WPŁYW POŁOŻ ENI

A PŁATA NA WSPÓŁCZYNNIKI

AERODYNAMICZNE ZASOBNIKA LOTNICZEGO

JERZY M ARYN IAK Instytut Techniki L otniczej i Mechaniki Stosowanej PW BOLESŁAW TARKA Instytut Techniczny W ojsk Lotniczych

Pewne anomalie obserwowane w procesie odejś cia zasobników lotniczych od nosicieli

[3] nasilają ce się  ze wzrostem liczby M a lotu oraz iloś

ci i wymiarów zasobników spowodo-wał y podję cie przez placówki naukowe, zajmują ce się  problematyką

 aerodynamiki i me-chaniki lotu prac zwią zanych z doś

wiadczalnym i teoretycznym badaniem zjawiska inter-ferencji aerodynamicznej w ukł adzie nosiciel- zasobniki.

Badania tunelowe w zależ noś c

i od ich zakresu i zastosowanej metody badań, pozwalają

wyznaczyć współ czynniki charakteryzują ce wpł yw nosiciela n a wartoś ci poszczególnych

czł onów wyraż eń n a współ czynniki aerodynamiczne zasobnika lotniczego [1]. W trakcie

w/ w badań m oż na także bezpoś rednio wyznaczyć wartoś ci współ

czynników aerodyna-micznych zasobników lotniczych badanych w konfiguracji odpowiadają cej konkretnym

warunkom eksploatacyjnym.

1. Sił y i momenty sił  aerodynamicznych zasobnika

Sił y i momenty sił  aerodynamicznych dział ają cych n

a zasobnik wprowadzono z uw-zglę dnieniem interferencji aerodynamicznej mię dzy podwieszeniem a samolotem [2].

Bezwymiarowe współ czynniki aerodynamiczne zależą  od ką tów natarcia o^ i ś lizg

u

ftp na podwieszeniu przy czym ką ty natarcia i ś lizg

u mierzone są  wzglę dem osi symetrii.

gdzie:

— ką t natarcia

C

 =  C

C

 =  C

zasobnika

(1)

76 J. M AR YN I AK , B. T AR K A ką t ś lizgu zasobn ika przy czym : — ką t n atarcia sam olotu — ką t ś lizgu sam olotu — prę dkość lotu PB m  P~<PZB, W a =  arc t g- ^ r - ,

P =

V

(2)

(4)

Sił y i m om en ty sił  aerodynamicznych dział ają cych i n a podwieszen ia w ukł adzie odniesie-nia Oxyz zwią zanym z sam olotem mają  p o st ać:

— sił y aerodynam iczne

yB ZB — momenty aerodynam iczne =  rB x F CB - JB- , MB NB (6)

(7)

Skł adowe sił  i m om en tów sił  aerodyn am iczn ych podwieszeń uzyskan e w laboratoryj-nym ukł adzie prę dkoś ciowym wyraż ają  się  zależ n oś ciam i:

— opór aerodynamiczny

—•  sił a bo czn a

— sił a n oś na

m om en t przechylają cy — m om en t pochylają cy =  ~2 6$B (8) (9) (10)

OD

WPŁYW POŁOŻ ENIA PŁATA...

77

— moment odchylają cy

MZB -  - = -  QS

Vll

C

{a

, (1

).

(13)

gdzie:

S

 —•  powierzchnia odniesienia podwieszenia, najwię kszy przekrój poprzeczny,

/„ —d ł u go ść podwieszenia.

Skł adowe prę dkoś ci lotu w ukł adzie zwią zanym z samolotem przedstawia rys. 1

Rys. 1. G eometria wzajemnych poł oż eń plą ta i zasobnika w czasie badań tunelowych.

wektor chwilowej prę dkoś ci liniowej  F

V

 =  iU+jV+kW ,

U — prę dkość podł uż n a,

V — prę dkość boczna,

W — prę dkość unoszenia,

wektor chwilowej prę dkoś ci ką towej samolotu Q

ii =  iP+jQ + kR.

(14)

78 J. M AR YN I AK, B. TAR KA

przy czym

P — ką towa prę dkość przechylania, Q — ką towa prę dkość pochylania, ił  —ką towa prę dkość odchylania.

Skł adowe sił  aerodynamicznych podwieszeń w ukł adzie odniesienia Oxyz zwią zanym z samolotem mają postać: 1 . '- • ZBi.

+

0 '

•0

J f|j,  y^ , 7 |i , Z g( —poch odn e aerodynamiczne sił  skł adowych / - tego podwieszenia wzglę dem prę dkoś ci ką towych samolotu P, Q, R.

— macierz transformacji

1

- si n £ cos/ 3 0 . (17) — cos/ Jsina —sin/ 9sina —cosa_

Skł adowe momentów sił  aerodynamicznych podwieszeń w ukł adzie odniesienia Oxyz zwią zanym z samolotem mają postać:

o

 - :

przy czym XBi, YBi)ZBi — skł adowe wektora rBi poł oż enia ś rodka masy CBi i-

tegó pod-wieszenia wzglę dem bieguna 0 w ukł adzie odniesienia Oxyz (rys. 1) a IĄ I, L\ i, MB ai, Nfi i NRI pochodne aerodynamiczne skł adowych momentów Lf, M?,Nf z- tego podwieszenia

wzglę dem ką towych prę dkoś ci samolotu P, Q, R.

2. Współ czynniki aerodynamiczne zasobnika lotniczego z uwzglę dnieniem interferencji plą ta

Celem okreś lenia wpł ywu usytuowania zasobnika lotniczego wzglę dem pł ata n a charak-terystyki aerodynamiczne zasobnika, wykonano badania modelu pł at- zasobnik w tunelu aerodynamicznym Instytutu Techniki Lotniczej i M echaniki Stosowanej Politechniki Warszawskiej.

Badany ukł ad skł adał  się z pł ata o profilu N ACA 64209 odpowiadają cego profilowi przykadł ubowej czę ś ci skrzydł a samolotu TS- 11 „ I skra" oraz modelu typowego zasobnika lotniczego. N a rys. 1 przedstawiono geometrię wzajemnych poł oż eń pł ata i zasobnika

WPŁ YW POŁ OŻ ENIA PŁ ATA... 79

w czasie badań doś wiadczalnych. Ukł ad pł at- zasobnik był  badany przy nastę pują cyc

h

poł oż eniac

h jego elementów:

a, -  + 6°; + 3°; - 2°,

a

 =   - 1 5 °- +  15° z krokiem 2,5°,

5 =   - 0 , 2 - 1 ,

z =  2 - 4 .

gdzie:

a

 — kąt natarcia pł ata,

oc

 — kąt natarcia zasobnika,

x =  - ~-  — wzglę dne poł oż eni

e czuba zasobnika w stosunku do cię ciw

y pł ata,

> B

z =   - ^ — odległ ość osi symetrii zasobnika od pł aszczyzny przechodzą ce

j przez

cię ciw

ę pł ata w stosunku do ś rednicy zasobnika,

l

 — cię ciw

a pł ata,

D — ś rednica zasobnika,

Wybrane wyniki badań tunelowych przedstawiono w postaci zbiorczych wykresów

obrazują cyc

h wpł yw oc

; a,; x; z na wartoś ci współ czynników oporu C

, współ czynników

sił y noś nej C

 i momentu pochylają ceg

o C

 zasobnika — rys. 2, 3,4, 5, 6 i 7.

1.0-0.

5-Rys. 2. Zależ ność współ czynnika sił y oporu zasobnika od ką ta natarcia zasobnika a, i poł oż enia zasobnika wzglę dem cię ciwy x dla a, « — 2° i i =  4.

— 1 -1 - 15 I 2=4 ^ ^ i - 10 •   i — -- 5 C j ~  " - J — -5 " 1 bezpfoto £ =100%\ ' - 2 0 % \ N 1 10 i 

-

Ry». 3. Zależ ność wjpół czynnika lił y oporu zasobnika Cxz od ką ta natarcia zasobnika «, i ką ta natarcia pł ata a, dla x =•  100% i z -  4.

0 . 5

-- -

1.5-rg 0 5 10 ^

Rys. 4. Zależ ność współczynnika siły noś nej zasobnika Czz od ką ta natarcia zasobnika a* i poł oż eni a za-sobnika wzglę dem cię ciwy plą ta x dla a„ =  — 2° i z =  2.

1.0 0.5 0 - 05 - 10 - 1.5 - 2.0 1 1 ttp=ł&" z- 2 -1 1 -/ / / /  . /  / -  /   / / / 1 1 - 15 - 10 i /   / / /   / / , /   / / / / / / / / / / / / ' / / / / / I - 5 ( I _ bez | / / -i ) 5 I tato N / I 10 I z / / S=100% ^ / 5 0 °

% -y

Rys. 5. Zależ ność współczynnika siły noś nej zasobnika Czz od ką ta natarcia zasobnika a, i położ enia zasobnika wzglę dem cię ciwy pł ata x dla a, =  +  6° i z =  2.

WP Ł YW P OŁOŻ EN IA P Ł AT A... 81

0 . 5

1 . 0

-- 15

Rys. 6. Zależ ność współ czynnika momentu pochylają cego zasobnika Cmz od ką ta natarcia zasobnika <Xt i poł oż enia zasobnika wzglę dem cię ciwy plą ta x dla ap — + 6° i 1 =  2.

1.0 0.5 - 0.5 - 1.0 I I -I ,  I I I - 15  - 10 • I 1 -  5 \ C 1 -i 5 1 ~ bez l 10 " 1 -1 rtato/ 15 a,

Rys. 7. Zależ ność współ czynnika momentu pochylają cego zasobnika CmZ od ką ta natarcia zasobnika a,

i odległ oś ci osi symetrii zasobnika od cię ciwy pł ata I dla a„ =  + 6° i x =  —20%.

Linia przerywana odpowiada wartoś ciom tych współ czynników dla modelu badanego bez obecnoś ci pł ata.

N a rys. 8, 9, 10, 11, 12 i 13 przedstawiono przebiegi zmian współ czynników CxB, CZB, CmZB w funkcji (x, z) dla wybranych wartoś ci xp i ccx. Takie zobrazowanie miał o n a

celu ocenę  zakresu wpł ywu oddział ywania pł ata n a wartoś ci współ czynników aerodyna-micznych zasobnika.

0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 _L J_ - 100 - 50 0 50 100 150 200 x Rys. 8. Zależ ność współczynnika siły oporu zasobnika Cxz od poł oż enia zasobnika wzglę dem cię ciwy pł at

x dla a, =  + 6°; a.t = + 15°; - 5°; - 15°,  5 = 2 ; 3; 4.

0.1

Rys. 9. Zależ ność współczynnika sił y oporu zasobnika C_xz od odległ oś ci osi symetrii zasobnika od cię ciwy pł ata 2 dla a, =  - 2°; + 6°; x •=  - 20%, 0%, 50%, 100%; «, * + 15°.

—1.2 ~

- 100 - 5 0 50 150 200 250 3Q0x[%la)

Rys. 10. Zależ ność współ czynnika sił y noś nej Czz zasobnika od poł oż enia zasobnika wzglę dem cię ciwy pł ata 3c dla a„ =  + 6°; - 2°, a_z =  + 15°; - 5°, z =  2: 3; 4.

Rys. 11. Zależ ność współ czynnika sił y noś nej Czz zasobnika od odległ oś ci osi symetrii zasobnika od cię ciwy pł ata z dla a, =  + 6°, - 2°, az =  + 15°; - 5° x =  - 20%, 0%, 50%, 100%.

84 J. M AR YN M K , B. T AR K A 0.8 0.6 0.4 0.2 0 - 02 - 0.4 - 0.6 - 0.8 - 1.0 - 12 - 100 • 78U ., - 50 50 100 150 200 250 Sc[%lo_L Rys. 12. Zależ ność współ czynnika m om en tu pochylają cego zasobn ika Cm% o d poł oż enia zasobn ika wzglę

-dem cię ciwy pł ata x dla  ap =   + 6 °;  - 2 °, a., =  + 15 °;  - 5 °, z =  2, 3, 4.

1.0 08 0.6 0A 0.2 0 - 0.2 - 0A - 0.6 - 0.8 - 1.0 - 1.2

Rys. 13. Zależ ność współ czynnika m om en tu pochylają cego zasobn ika CmZ o d odległ oś ci osi sym etrii za-sobn ika od cię ciwy pł ata 1 dla ap m +6°;  - 2 °, a, =  + 1 5 °;  - 5 " , x =   - 2 0 % ; 0%; 50%; 100%.

Liniami przerywanymi przedstawiono prawdopodobne przebiegi zmian tych współ

-czynników poza zakresem obję tym badaniami.

3. Wnioski

1) Wyniki badań tunelowych pozwalają  n a jednoznaczne stwierdzenie, że obecność pł ata

w zasadniczy sposób wpł ywa na wszystkie badane współ czynniki aerodynamiczne

zasobnika lotniczego.

WPŁYW POŁOŻ ENIA PŁATA... 85

2) Wpł yw pł ata jest szczególnie widoczny n a rys. 4 i 5 oraz 6 i 7 przedstawiają cych prze-biegi wartoś ci współ czynnika CZB i współ czynnika  Cm 2 B w funkcji ką ta natarcia a2 dla wybranych wartoś ci  ap; x i z,

3) Z miana ką ta n atarcia pł ata (dla z =  2) od a_p =  + 6° do x„ =   - 2 ° powoduje przyrost wartoś ci współ czynnika sił y noś nej  C_{2 B} o 125% (dla x =   - 2 0 % 1 i ac_z = 10°) oraz o 70% (dla x =  100% 1 i oc_z =  10°).

4) W przypadku współ czynnika m om en tu pochylają cego C_mZB, zmiana ką ta natarcia pł ata (dla z =  2) od  a_p =   + 6 ° d o a„  =   - 2 ° powoduje spadek C_m2B o 105% (dla x =   - 2 0 % 1 i <x_s = 10°) oraz o 45% (dla x =  100% 1 i «, -  10a

).

5) N ajmniejszy wpł yw wywiera pł at n a wartoś ci współ czynnika sił y oporu Cx„ (rys. 2 i 3). D la a-  =  10° wzrost ką ta n atarcia pł ata od ap — +  6° do <xp = —2° powoduje zmianę wartoś ci CxB rzę du 20%.

6) D la ap =  + 6 ° wartoś ci współ czynnika CZB zasobn ika badanego- w obecnoś ci pł ata są mniejsze od wartoś ci CZ B zasobn ika badanego bez pł ata (rys. 4). W przypadku współ -czynnika CmZB sytuacja jest odwrotn a (rys. 6).

7) Z analizy przebiegu zm ian współ czynnika C_{Z B} w funkcji x (rys. 10) oraz funkcji z (rys. 11) wynika, że wpł yw pł ata m oże być pormjalny dla —100% 1  < x > 250% 1 oraz z > 6. Identyczna zależ ność charakterystyk zasobn ika od jego lokalizacji wystę puje w przypadku współ czynnika CmZB (rys. 12 i 13) oraz CXB (rys. 8 i 9).

Literatura

1. P. MARSDEN, A. HAIN ES, Aerodinamics loads on external stores. A review of experimental data and method of prediction, R and M  N o 3503, N ovember 1962.

2. J. MARYNIAK, Ogólne modelowanie fizyczne i matematyczne obiektów latają cych jako elementów systemu symulatora — matematyczny model sterowanego samolotu, Sprawozdanie nr 141/85 Instytutu Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej Politechniki Warszawskiej, Warszawa 1985.

3. B. TARKA, J. MARYNIAK, Modelowanie matematyczne ruchu zasobnika w pobliż u nosiciela, Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych. Materiał y Konferencji N aukowo- Technicznej, Warszawa 1978.

P e 3 IO m e

BJIHHHHE PACnOJIO^CEH H H  KPLIJIA HA A3POAH H AMH TIECKH E K03<t"t>H H H EH TŁI ABHAD,HOHHŁIX KOH TE fł H E P OB.

B ciaxte Ha OCHOBC 3KcnepHMeHTaJibin>ix iicntrraH iui B aspoflHHaMHtiecKoii Tpy6e onpeflejieHo aapoK03cb(bKujneHTBi conpoTH Bjiemra, noflŁeMHoii CH JIU H  MOMCHTOB CHJI. Pa3pa6oiaiio BJIH -JiHHeHHoro u yrjioBoro pacnoJio>KeHHn KOHTeKHepa oTHocHTeJibiro Kptm a caMoJieia n

a aapoflHHa-CHJIbl H  MOMeHTbl CHJI.

S u m m a r y

IN F LU EN CE O F  TH E WIN G  POSITION  ON  AEROD YN AMIC COEFFICIEN TS OF  AN  U N D ER —WI N G  PACK.

In the paper we determine the drag, lift and moments coefficients using aerodynamic balance technique. During investigations the influence of the linear and angular position of the airplane wing on the aero-dynamic forces and moments has been investigated.