Гондола двигателя самолета

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов. Цель изобретения - снижение лобового аэродинамического сопротивления гондолы. Гондола двигателя 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. Максимальная относительная толщина . внешней аэродинамической поверхности 7 составляет 6-1 0% длины аэродинамической хорды 6 и находится в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на расстоянии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60% длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, находящейся от передней аэродинамической кромки А на расстоянии, 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°. Задняя аэродинамическая кромка 5 имеет угол j , величина которого меньше величины хордального угла . 7 ил. О) со СО 4 СО о 12 см

СОЮЗ СОВЕТСНИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСНИХ

РЕСПУБЛИК

40 А3 (19) (11) (51)4 В 64 П 29/00

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР

ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ

ОПИСАНИЕ ИЗОБР

Н ПАТЕНТУ (21) 3652711/40-23 (22) 18.10.83 (3I) 437581 (32) 29.10.82 (33) US (46) 23.04.88. Бюл. М 15 (.71) Дженерал Электрик Компани (US) (72) Даниэль Джон Лахти и Джеймс Лерой Янгханс (US) (53) 629.7.023.24(088.8) (56) Патент США 11 3533237, кл. 60-226, 1970. (54) ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА (57) Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов. Цель изобретения — снижение лобового аэродинамического сопротивления гондолы. Гондола двигателя самолета содержит аэродинамический профилированный кожух, имеюший 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 0,1-0,57 длины аэродинамической хорды 6. Максимальная относительная толщина Т, внешней аэродинамической поверхности 7 составляет

6-107 длины аэродинамической хорды 6 и находится в точке II на границе переднего 8 и среднего 9 участков на расстоянии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60Х длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, находящейся от передней аэродинамической кромки 4 на расстоянии, равном 857 длины аэродинамической хорды 6. Задний участок

10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальный угол e(, величина которого лежит в пределах 6-11 .

Задняя аэродинамическая кромка 5 имеет угол ), величина которого меньше величины хордального угла о(. 7 ил.

1391490

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектироваяии гондол двигателей самолетов.

Цель изобретения — снижение лобоного аэродинамического сопротивления гондолы.

На фиг. I изображен турбовентиляторный 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 распределения давления по на- 15 ружной поверхности гондолы относительно расчетной хорды, проходящей от передней кромки гондолы к задней; на фиг. 4 — график, нормированный по отношению к расчетной хорде и обеспе- 20 чивающий получение распределения давления; на фиг. 5 — график радиуса кривизны гондолы, нормированный относительно расчетной хорды; на фиг.6 передняя кромка гондолы; на фиг. 7 — 25 задняя кромка нормированного профиля гондолы(пунктиром обозначены обводы и параме1 ры известной гондолы).

Гондола 1 двигателя 2 самолета 3 содержит аэродинамический профилиро- 3п ванный кожух, имеющий переднюю аэродинамическую кромку 4, заднюю аэродинамическую кромку 5, аэродинамическую хорду 6, соединяющую между собой переднюю 4 и заднюю 5 аэродинамические кромки, и внешнюю аэродинамическую поверхность 7, состоящую из переднего 8, среднего 9 и заднего 10 участков .

Внешняя аэродинамическая поверхность имеет относительную толщину Т, измеряемую в направлении, перпендикулярном аэродинамической хорде Ь, равную нулевым значениям на передней 4 и задней 5 аэродинамических кромках.

Радиус кривизны R передней аэродинамической кромки 4 лежит в пределах

0,1-0,57 длины аэродинамической хорды 6. Максимальная относительная толщина Т,„кс внешней аэродинамической поверхности 7 составляет 6 †I длины аэродинамической хорды 6 и находится в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на расстоянии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-607 длины аэродинамическои

55 хорды 6. Граница среднего 9 и заднего

10 участков расположена в точке 12, находящейся от передней аэродинамической кромки 4 на расстоянии, равном

85Х длины аэродинамической хорды 6.

Задний участок 10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальный угол Ы, образованный аэродинамической хордой 6 и линией, проходящей через точку 11 максимальной относительной толщины T„ „, внешней аэродинамической поверхности 7 и заднюю аэродинамическую кромку 5. Величина угла Ы лежит в пределах 6-11 . Задняя аэродинамическая кромка 5 имеет угол, образованный аэродинамической хордой 6 и касательной к заднему участку 10 внешней аэродинамической поверхности 7 в точке задней аэродинамической кромки 5. Величина угла т меньше величины угла

Гондола функционирует следующим образом.

Вызываемый свободным потоком воздуха градиент давления на поверхности гондолы такой, что наружная поверхность капота вентилятора влияет на расположение места перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Обычно отрицательный градиент давления, т.е. градиент давления, уменьшающегося в направлении течения, задерживает переход ламинарного течения в турбулентное. Для обеспечения возврата давления к значению давления в окружающей среде, т.е. в свободном потоке, за отрицательным градиентом давления должен следовать положительный. В области положительного градиента давления обтекающий гондолу поток становится турбулентным, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления.

На графике (фиг. 3) показано вызываемое свободным потоком воздуха распределение давления по наружной поверхности гондолы. Абсцисса представляет нормированное безразмернде расстояние Х/С, где С вЂ” длина аэродинамической хорды 6; Х вЂ” расстояние, измеряемое по хорде 6 от передней кромки 4 (фиг. 2). Например передняя кромка 4 и задняя кромка 5 расположены соответственно при Х/С = 0 и X/С - I, что в другом виде можно представить как 01 С и 1007, С соответственно.

Ордината представляет давление на поверхности 7 для каждой точки на оси абсцисс Х/С. Давление может быть выражено, например, в виде коэффициента

С р давления, определяемого как 2

1391490 (Р— P) р I/, где Р, Ч и р — соответственно давление, скорость и плотность свободного потока; P — статическое давление, измеренное у наружной поверхности гондолы. Давление »ожет быть также представлено в виде

Рз/Р,, где P, — плотное давление свободного потока.

На графике (фиг. 3) пунктирной ли.— а также показана кривая распределения

Ср с заданной протяженностью участка (5 ламинарного течения в соответствии с настоящим изобретением. Распределение

25 предпочтительно на расстоянии примерно 56Х С. Кроме того, точка 11 мини- 30

55 нией показана кривая известного распределения коэффициента давления Ср, соответствующего известной гондоле, в соответствии с кривой обеспечивает увеличенную по сравнению с известным распределением протяженность участка ламинарно го течения без отрыва пограничного слоя и отличается непрерывным уменьшением коэффициента Ср на участке от 07 С до точки 11 отрицательного минимума С, расположенной дальше 107. С при известном распределении. В данном случае точка ll минимума Ср расположена между 50-607. С, а мума Срсоответствует месту максимальнОи тОлщины Т

Кривая распределения С р содержит (фиг. 3) передний участок 8 отрицательного градиента, где Ср уменьшается от положительного значения при

OX С до отрицательного значения при примерно 10Х С. Кривая имеет средний участок 9 отрицательного градиента, который продолжает передний участок

8 и проходит от примерно 107, до точки

l l минимума C 567..

Средний участок имеет отрицательный градиент с меньшим, чем у градиента переднего участка 8, модулем. Кроме того, и передний 8, и средний 9 участки выпуклы по отношению к оси абсцисс Х/С.

Термин выпуклый" означает, что кривая, например второй участок 9, имеет центр радиуса кривизны, расположенный между кривой и осью абсцисс

Х/С. Соответственно термин нвогнутый" означает, что кривая имеет центр радиуса кривизны, расположенный с противоположной от оси абсцисс Х/С стороны кривой.

Увеличивать протяженность участка ламинарного обтекания поверхности 7

50 гондолы с уменьшенным сопротивлением позволяет наличие заднего участка 10 положительного градиента. Участок

10 проходит примерно от 56 до 1007 С и обеспечивает предотвращение отрыва пограничного слоя. Более конкретно, примерно при 567 С кривая имеет в районе точки 11 минимума Ср переходный участок, на котором наклон, или градиент кривой изменяется от отрицательного значения к положительному.

Примерно от 56 до 1007 С участок 10 положительного градиента проходит от минимума С р в точке 11 до положительного значения С р соответственно.

В предпочтительном варианте участок

10 положительного градиента вдоль заднего участка 10 вблизи от задней кромки 5 (фиг. 2) снижается с уменьша1ощейся 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 OX С до примерно 56Х С. Ламинарное течение и связанный с ним низкий коэффициент С трения обеспечивает значительное уменьшение аэродинамического сопротивления поверхности гондолы при крейсерском полете самолета без отрыва пограничного слоя.

Более подробно участок графика (фиг. 4) между 56 и 100Х С показан на фиг. 7. Эта область важна тем, что способствует возврату давления к значению его в окружающем свободном потоке, не способствуя при этом отрыву пограничного слоя. Задний участок 10 имеет хордальный угол ot определяемый как угол между хордой 6 и линией, соединяющей наружную поверхность 7 в месте максимальной толщины Т„„„. с задней кромкой 5. Хордальный угол Ы имеет величину в пределах 6-11, а предпочтительно около

9 . Кроме того, з=дний участок 10 наружной поверхности 7 имеет угол задней кромки, образованный между хордой 6 и линией, касательной к наружной поверхности 7 у задней кромки

5. Угол меньше хордального угла и равен примерно 8 . формул а изобретения

Гондола двигателя самолета, имеющая аэродинамический профилированный

1391490 кожух, содержащий переднюю аэродинамическую кромку, заднюю аэродинамическую кромку и внешнюю аэродинамическую поверхность, состоящую из переднего, среднего и заднего участков, имеющую относительную толщину, измеP яемую в направлении, перпендикулярном аэродинамической хорде, равную нулевым значениям на передней и задней аэродинамических кромках, о т— л и ч а ю щ а я с я тем, что, с целью снижения лобового аэродинамического сопротивления гондолы, радиус кривизны передней аэродинамической кромки имеет величину в пределах от

0,1 до 0,5Х длины аэродинамической хорды, максимальная относительная толщина внешней аэродинамической поверхности, лежащая в пределах от 6 до 10Х длины аэродинамической хорды, находящаяся на границе переднего и среднего участков, расположена от передней аэродинамической кромки на расстоянии, лежащем в пределах от 50 до 60Х длины аэродинамической хорды, при этом граница среднего и заднего участков расположена от передней аэродинамической кромки на расстоянии, равном 85Х длины аэродинамической хорды, причем

1О хордальный угол заднего участка внешней аэродинамической поверхности, образованный аэродинамической хордой и линией, проходящей через точку максимальной относительной толщины внешней аэродинамической поверхности и

15 н заднюю аэродинамическую кромку, р авен

6-11, а величина угла задней аэродинамической кромки, образованного аэродинамической хордой и касатель-, эО ной к заднему участку внешней аэродинамической поверхности в точке задней аэродинамическор кромки, меньше величины хордального угла заднего участка.

139)490 ср

Т/

Я/с

Фиг.5

l 391490

Фиа.6

Составитель В. Штыльков

Редактор Н. Тупица Техред М.Дидык Корректор И. Муска

Заказ 1787/58 Тирам 422 Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, %-35, Раушская наб., д, 4/5

Производственно-полиграфическое предприятие, г. Ужгород, ул. Проектная, 4