Проблемы интеграции двигателя в компоновке дозвуковых пассажирских самолетов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат технических наук Уджуху, Аслан Юсуфович

• Уджуху, Аслан Юсуфович
• кандидат технических наук
• 2010

Оглавление диссертации кандидат технических наук Уджуху, Аслан Юсуфович

Введение.

Глава 1 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ДВИЖИТЕЛЯ С

ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

1.1 Эффективная тяга и эффективный КПД.

1.2 Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки самолета.

1.3 Влияние сжимаемости на эффекты интерференции

1.4 Преимущества расположения движителя в вязком аэродинамическом следе за телом.

Глава 2 МЕТОД РАСЧЕТА ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ТЕЛА

В ПРИСУТСТВИИ СТРУИ ДВИЖИТЕЛЯ.

2.1 Интегральные соотношения пограничного слоя.

2.2 Определение сил давления, обусловленных вытесняющим 44 действием пограничного слоя.

2.3 Методы расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя

2.4 Определение профильного сопротивления тела.

2.5 Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи.

Глава 3 ПРИМЕРЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИТЕЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА.

3.1 Определение геометрической формы мотогондолы, обеспечивающей наибольший эффективный КПД системы винт-мотогондола

3.1.1 Метод оценки КПД соосного винта.

3.1.2 Влияние торможения потока на эффективность работы винта.

3.1.3 Аэродинамическое сопротивление мотогондолы.

3.1.4 Выбор оптимального диаметра миделя мотогондолы с толкающим соосным винтовентилятором.

3.2 Влияние поджатия хвостовой части фюзеляжа на эффективный КПД системы винт-фюзеляж.

3.2.1 Характеристики соосного винта в системе с фюзеляжем.

3.2.2 Улучшение характеристик силовой установки.

3.3 Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности.

3.3.1 Оценка увеличения полетного КПД

3.3.2 Влияние потерь полного давления на термический КПД двигателя.

3.3.3 Рациональная схема силовой установки с отбором пограничного слоя.

Глава 4 ВЛИЯНИЕ НА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ . ХАРАКТЕРИСТИКИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИГАЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ.

4.1 Структура комплексной программы расчета летно-технических характеристик и оптимизации основных параметров пассажирского самолета.

4.1.1 Метод оптимизации траектории и расчет дальности полета

4.1.2 Методы расчета крейсерской поляры самолета и интерполяции ВСХ и ДХ силовой установки.

4.1.3 Метод расчета взлетно-посадочных характеристик.

4.1.4 Методы расчета весовых характеристик.

4.1.5 Определение взлетного веса самолета, обеспечивающего заданную дальность полета.

4.2 Оценка эффекта от поджатия хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД.

4.3 Оценка эффекта применения на пассажирском самолете интегрированной силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Проблемы интеграции двигателя в компоновке дозвуковых пассажирских самолетов»

Обзор проблем и работ по теме. Проектирование перспективных магистральных самолетов, как правило, включает в себя оптимизацию основных параметров самолета для достижения наилучших показателей технического совершенства. Глубина проработки проекта и обоснованность принимаемых технических решений во многом зависят от качества используемых расчетных методов. В частности, проблема достижения высокой топливной эффективности магистральных самолетов не может успешно решаться без детального анализа и минимизации всех составляющих аэродинамического сопротивления. Важное место в этом анализе занимают * задачи определения дополнительного сопротивления, обусловленного взаимной интерференцией элементов планера и силовой установки. Тщательное изучение этих вопросов с привлечением расчетных методов позволяет отыскать некоторые дополнительные возможности в повышении эффективности самолета. Например, известны случаи, когда анализ условий обтекания и последующая оптимизация формы поверхности крыла, пилона и мотогондолы приводили к заметному увеличению крейсерского аэродинамического качества самолета [40]-[42].

По-прежнему не утратили актуальность вопросы аэродинамического расчета самолетов с винтовентиляторными силовыми установками. В России были разработаны проекты самолетов подобного типа - высокоэкономичные самолеты Ту-334 II и Як-46 с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), фирма Боинг проводила разработку самолета B-7J7 с ТВВД GE-36. Основным преимуществом двигателей с открытыми винтовентиляторами является малый расход топлива, достигаемый за счет высокого полетного КПД винтовентиляторов. Методы определения аэродинамических характеристик воздушных винтов и способы оптимизации их основных геометрических параметров довольно хорошо проработаны. Существуют расчетные и экспериментальные методы, которые позволяют проводить аэродинамическое проектирование винтов, обеспечивающее оптимизацию распределения нагрузки по лопастям для достижения максимального полетного КПД [32]. Для улучшения скоростных характеристик винта используются лопасти с большой относительной шириной хорды, большим саблевидным отгибом и малой относительной толщиной профилей (так называемые винтовентиляторы), что позволяет на больших скоростях полета снизить аэродинамическое сопротивление лопастей. В качестве дополнительного резерва в улучшении характеристик винтов рассматриваются также возможности повышения КПД за счет размещения винта в заторможенной зоне потока, создаваемой внешним контуром мотогондолы или фюзеляжа. Так, в работе [29] показано, что при увеличении миделя мотогондолы с толкающими винтами появляется дополнительное торможение потока в плоскости винта, которое приводит к повышению его КПД. Однако, этих данных недостаточно для окончательного вывода о целесообразности применения указанного эффекта. Необходим комплексный анализ всех аэродинамических аспектов, имеющих место при взаимодействии винта и мотогондолы. При этом следует учитывать, , что топливная эффективность самолета зависит не только от КПД винта, но и от КПД системы винт-мотогондола или винт-фюзеляж, т.к. указанный способ повышения КПД винта может приводить к увеличению интерференционного, профильного и волнового сопротивления мотогондолы или фюзеляжа. С этой целью в данной работе применен оригинальный метод расчета интерференционного и профильного сопротивления, основанный на гидродинамическом взаимодействии источников, моделирующих активный диск винта, контур мотогондолы или фюзеляжа и толщину вытеснения пограничного слоя. Предлагаемый метод основан на использовании формулы для силы, действующий на источник, помещенный в неоднородный поток [4], с помощью которой определяется значение силы сопротивления давления, возникающей на теле под влиянием пограничного слоя и аэродинамического следа. Эта сила в сумме с силой трения составляет профильное сопротивление тела. В разработанной методике легко учесть влияние на профильное сопротивление тела обдува струей винта. Показано, что за счет выбора рациональной формы мотогондолы и фюзеляжа можно повысить топливную эффективность самолета с ТВВД при полете с крейсерским числом Маха М = 0.78 на 2.7 %.

Наиболее значительные резервы в повышении эффективного КПД связаны с размещением движителя в аэродинамическом следе за телом. Эта идея обсуждалась еще в трудах Фруда и Ренкина - основоположников теории реактивной тяги [57]. Преимущества размещения движителя в следе за телом подтверждаются практикой судостроения, где широко используются толкающие гребные винты. В авиации по аналогичному принципу действуют силовые установки беспилотных летательных аппаратов типа крылатых ракет, хотя экспериментальное изучение этой проблемы началось на моделях дирижаблей. В 1939 году В.В. Гриневецкий и Г.П. Свищев показали эффективность расположения толкающего винта в следе за корпусом дирижабля. В 1962 году в полномасштабной аэродинамической трубе NASA проводились весовые испытания модели дирижабля с толкающими винтами [52], которые показали значительно более высокую (на 30 %) эффективность толкающих винтов, установленных в кормовой части дирижабля, по сравнению с винтами, установленными в свободном потоке. Результаты испытаний модели дирижабля распространяются на случай легкомоторного самолета в работе [48]. Длина модели дирижабля (6.34 м) сопоставима с размерами фюзеляжа легкого самолета, это обстоятельство учитывал автор статьи при оценке характеристик самолета с толкающим малогабаритным винтом, расположенным в хвостовой части фюзеляжа. Идея заглатывания пограничного слоя прослеживается также в американском проекте перспективного большегрузного пассажирского самолета, выполненного в схеме "летающее крыло". Силовая установка самолета состоит из трех ТРДД, установленных на задней кромке крыла в корневой зоне. Воздухозаборники двигателей поглощают пограничный слой с верхней поверхности крыла. В работе [54] с помощью решения уравнений Навье-Стокса проводилась численная оптимизация формы корневой хорды крыла самолета, выполненного в схеме "летающее крыло", и конфигурации входного устройства двигателя с большой степенью двухконтурности (ш = 20), заглатывающего пограничный слой, с целью получения наименьшего сопротивления при трансзвуковой скорости полета с заданным коэффициентом подъемной силы.

В ЦАГИ также проводились теоретические и экспериментальные исследования компоновок пассажирских самолетов с силовой установкой, заглатывающей пограничный слой. Рассматривались двух и трех двигательные силовые установки, расположенные в хвостовой части фюзеляжа и заглатывающие пограничный слой с поверхности фюзеляжа [20], [25]. Проводились экспериментальные исследования параметров потока в воздухозаборных каналах, обеспечивающих раздельный подвод воздуха к наружному и внутреннему контурам ТРДД. Расчетными методами с использованием аппроксимации профиля скорости в пограничном слое степенной функцией определялась оптимальная доля, отбираемого в двигатель пограничного слоя. Теоретическое изучение данной проблемы, проведенное в работе [25], показывает, что основным эффектом, обуславливающим улучшение эффективности самолета при отборе в двигатель заторможенного в пограничном слое потока, является уменьшение потребной мощности двигателя. Это приводит к увеличению крейсерской дальности полета пассажирских самолетов типа Ту-154 и Ту-134 на 10-12 %.

Для демонстрации принципиальной возможности реализации схемы самолета с отбором пограничного слоя фюзеляжа в специальный канал, в котором располагается дополнительный выносной вентилятор, в гидротрубе ЦАГИ были проведены испытания модели, выполненной методом стереолитографии [12]. Общий вид модели показан на рисунке В. 1. Маршевые двигатели силовой установки располагаются в каналах, полуутопленных в хвостовую часть фюзеляжа и воспроизведенных в модели. Кроме того, модель оснащена дополнительным каналом с установленным в нем винтом, имитирующем работу выносного вентилятора, разгоняющего поступающий из пограничного слоя фюзеляжа заторможенный поток. Модель установлена на державке, сквозь которую протянут гибкий вал, вращающий винт. На рисунке В. 2 показана визуализация течения вблизи поверхности фюзеляжа. Видно, что практически весь пристеночный поток жидкости попадает в дополнительный канал и разгоняется винтом, для компенсации сопротивления фюзеляжа. Проведенные исследования показали характер обтекания и качественную характеристику течения при работающем винте и продемонстрировали правильность выбранных геометрических параметров модели.

Рисунок В. 1 - Модель для испытаний в гидротрубе

Рисунок В.2 - Визуализация течения

Экспериментальные исследования по определению условий работы толкающего винта, установленного в хвостовой части тела вращения, проведены в АДТ Т-102 НАГИ [11]. С этой целью была спроектирована и изготовлена модель осесимметричного тела с воздушным винтом в хвостовой части (рисунок В. 3). Модель с толкающим винтом устанавливалась на аэродинамических весах, что позволяло измерять суммарные силы и моменты, действующие на тело и винт. Воздушный винт приводится во вращение асинхронным электродвигателем с максимальной мощностью 5 кВт при числе оборотов ~11000 об/мин. Регулирование по числу оборотов осуществляется управлением частотой переменного тока, вырабатываемого специальным блоком электропитания на базе тиристорных преобразователей. Электродвигатель установлен на шестикомпонентных тензометрических весах, закрепленных на внутренней раме модели фюзеляжа. Внутримодельные тензовесы позволяют измерять аэродинамические нагрузки, действующие на винт в компоновке модели. Эти же тензовесы были использованы для определения характеристик «изолированного» воздушного винта, установленного в тянущей схеме на специальной модели.

Рисунок В. 3 - Модель осесимметричного тела с толкающим винтом в АДТ Т-102

На основе результатов измерений суммарных сил, действующих на модель с работающим воздушным винтом, и сил на винте выявлено наличие положительной аэродинамической интерференции, которая проявляется в виде снижения потребной мощности на валу толкающего винта для создания тяги, компенсирующей сопротивление расположенного перед винтом тела вращения. Показано, что при скорости потока 50 м/с, для преодоления сопротивления тела вращения, требуется на 20% меньшая мощность по сравнению с мощностью изолированного винта, создающего тягу, равную сопротивлению тела вращения в невозмущённом потоке.

Актуальность работы определяется тем, что в ней рассматриваются проблемы оптимизации компоновки дозвуковых магистральных самолетов для улучшения интеграции с силовой установкой, что является важной составной частью решения общей задачи повышения топливной экономичности самолета.

Объект и предмет исследований - дозвуковые магистральные самолеты с турбовинтовой и реактивной силовой установкой.

Цели работы:

- исследование вариантов интеграции движителя с элементами компоновки самолета для минимизации затрат мощности на создание эффективной тяги;

-комплексный анализ полученных решений и оценка возможностей снижения расхода топлива, потребного на полет самолета с заданной скоростью.

Научные проблемы:

- необходимость оценки приращений аэродинамического сопротивления элементов компоновки, возникающих под влиянием работающего движителя; необходимость оценки эффективной тяги с учетом аэродинамического влияния элементов компоновки на работу движителя; построение расчетной модели, позволяющей определять основные характеристики самолета при различных условиях работы силовой установки и различных компоновочных схемах. и

Научная новизна работы заключается в следующем:

1 - Разработана и апробирована методика расчета эффективных характеристик силовой установки, размещенной в комбинации с элементами компоновки планера. Оригинальность методики состоит в том, что она базируется на понятии сил, действующих на источники, моделирующие геометрический контур тел и вытесняющее действие пограничного слоя, и позволяет учитывать влияние на эффективную тягу изменений в профильном сопротивлении, включая возникновение интерференционного сопротивления, вызванного действием сил давления в неоднородном потоке;

2 — Разработан удобный для применения метод численного решения уравнений для интегральных соотношений турбулентного пограничного слоя, основанный на преобразовании дифференциальных уравнений к трансцендентному виду. Данный метод обеспечивает на каждом шаге интегрирования нахождение величины площади потери импульса в области допустимых значений.

3 - Проведен комплексный анализ возможностей . улучшения характеристик самолета за счет оптимизации формы обводов мотогондолы с толкающим соосным винтом, а также образования поджатия обводов фюзеляжа при расположении винтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа;

4 - Получены соотношения, позволяющие оценить эффективность расположения движителя в аэродинамическом следе за телом, показано, что при таком расположении происходит увеличение полетного КПД силовой установки, положительный эффект от которого может быть представлен в виде условного снижения аэродинамического сопротивления компоновки JIA ;

5 - Проведен анализ эффективности силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, дано сравнение повышений полетного КПД силовой установки за счет расположения движителя в аэродинамическом следе и при увеличении степени двухконтурности ;

6 - Проведен комплексный анализ летно-технических характеристик вариантов ближне-среднего магистрального самолета, с обычной силовой установкой, состоящей из двух двигателей, установленных на пилонах под крылом, и силовой установкой с движителем, расположенным в аэродинамическом следе фюзеляжа (самолет с интегрированной силовой установкой).

Основные положения, выносящиеся на защиту.

- Методика расчета эффективных характеристик силовой установки, позволяющая учесть взаимное расположение движителя и элементов компоновки JIA, а также особенности их геометрической формы ;

- Рекомендации по способам повышения эффективности самолета за счет улучшения интеграции силовой установки с элементами планера.

Достоверность результатов работы, подтверждается тем, что они хорошо согласуются с экспериментальными данными, полученными при испытаниях тематических моделей.

Практическая значимость работы заключается в возможности использования полученных результатов при проектировании компоновок перспективных магистральных самолетов.

Публикация и апробация работы. По теме диссертации опубликованы в отечественных и зарубежных изданиях 8 печатных работ [1]-[4],[6]-[8], [15]. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на Конференции ЦИАМ 1986 г., Конференции по авиационной акустике, Дубна 1988 г, Юбилейных чтениях, посвященных 159-летию Н.Е. Жуковского 1998 г., Международной конференции Двигатели XXI века 2000 г, Международной конференции на Московском авиационно-космическом салоне (МАКС-2001), 2001 г.

Личный вклад автора. Все математические выкладки, численные расчеты и положения, вынесенные на защиту, принадлежат лично автору.

Вклад автора в работы, выполненные в соавторстве, состоит в непосредственном его участии на всех стадиях от постановки задачи до анализа результатов и выпуска отчетного материала или публикации.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и рисунков. Диссертация содержит 157 страниц, из них 121 страница основного текста с 14 рисунками и 15 таблицами, 6 страниц списка использованных источников из 58 наименований и 30 страниц в конце книги с 44 рисунками.

Заключение диссертации по теме «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов», Уджуху, Аслан Юсуфович

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Проведенное в работе исследование физических моделей аэродинамической интерференции и способов интеграции двигателя в компоновке дозвукового самолета позволило сформулировать следующие выводы:

1. Эффективный метод исследования аэродинамической интерференции основан на выделении в потоке возмущений, вызванных действием движителя силовой установки, и возмущений, вызванных вытесняющим действием контура компоновки самолета. При таком подходе значительно упрощается задача вычисления интерференционной аэродинамической силы ХА, возникающей на поверхности компоновки под действием сил давления. Величина и направление аэродинамической силы Хл, действующей вдоль оси ОХ скоростной системы координат, зависит от осредненной по площади активного диска движителя относительной возмущенной скорости и, вызванной вытесняющим "действием эффективного контура компоновки с учетом пограничного слоя и следа, и относительной скорости Vj, устанавливаемой в струе далеко за плоскостью активного диска.

2. Анализ изменения эффективной тяги и КПД винта показывает, что на взлетных режимах полета при малых числах Маха и больших значениях коэффициента тяги выгодно винт размещать в зоне разогнанного потока, т.е. в зоне течения, где и > 0. Напротив, в крейсерском режиме полета с большими околозвуковыми числами Маха и небольшими значениями коэффициента тяги, в условиях возникновения при обтекании лопастей винта заметного волнового сопротивления, более выгодной для размещения винта становится область течения, в которой элементы компоновки самолета создают торможение потока, т.е. и < 0.

3. Задача определения характеристик винта в системе с элементами компоновки, такими как мотогондолы и фюзеляж, потребовала разработки оригинального метода расчета интерференционного и профильного сопротивления, основанного на гидродинамическом взаимодействии источников-стоков, моделирующих активный диск винта, контур тел и толщину вытеснения пограничного слоя и следа. Проведенные параметрические исследования по оптимизации формы внешних обводов мотогондолы и фюзеляжа перспективного пассажирского самолета с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), расположенными на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, показали следующее. Геометрическая форма мотогондолы с несколько увеличенным диаметром миделя, для создания в плоскости толкающего соосного винтовентилятора торможения потока имг = -0.025, приводит к увеличению эффективного КПД на 0.5 %. Оценка характеристик соосного винтовентилятора в системе с фюзеляжем показала, что придание хвостовой части фюзеляжа специальной формы с «поджатием» площадей поперечных сечений может обеспечить торможение потока в плоскости винтовентилятора иф = -0.05 и увеличить эффективный КПД при числе Маха полета М = 0.78 на 2.5 %. Это приводит к снижению расхода топлива на пассажиро - километр перевозок на 2.7 %.

4. Наиболее эффективные решения в области интеграции связаны с размещением силовой установки в аэродинамическом следе. Положительным фактором такого размещения является повышение полетного КПД силовой установки и, как следствие, снижение потребной мощности двигателя для полета с заданной скоростью. Масштаб снижения потребной мощности двигателя тем больше, чем выше относительная доля аэродинамического сопротивления элемента компоновки, пограничный слой с поверхности которого попадает в силовую установку. Анализ условий работы силовой установки с отбором пограничного слоя показывает, что наибольший положительный эффект достигается в том случае, когда заторможенный поток попадает только в вентиляторный контур силовой установки, а в газогенераторную часть двигателя поступает свободный поток, лишенный потерь полного давления.

5. Сравнительный анализ характеристик перспективного БСМС с обычной силовой установкой, состоящей из двух ТРДД со степенью двухконтурномти m = 5, расположенных на пилонах под крылом, и варианта самолета с интегрированной силовой установкой с отбором пограничного слоя фюзеляжа в выносной вентиляторный контур, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, показал следующее. Реализация интегрированной схемы с отбором пограничного слоя фюзеляжа позволяет снизить потребную мощность двигателя для полета с заданной скоростью на 12.3% вследствие роста полетного КПД силовой установки. Однако, данный положительный эффект снижается в результате:

- увеличения веса снаряженного самолета с интегрированной силовой установкой (3.3% роста расхода топлива),

- уменьшения аэродинамического качества (0.5% роста расхода топлива),

- возможных дополнительных потерь в узлах двигателя и редукторах (3% роста расхода топлива).

В итоге при переходе к схеме с интегрированной силовой установкой расход топлива на пассажиро - километр снижается на 5.5%.

6. При степени двухконтурности двигателей m = 5 переход к схеме силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, сопротивление которого составляет 24 % общего сопротивления самолета, приводит к увеличению полетного КПД от уровня КПД = 0.69 до КПД = 0.79, то есть потребная мощность двигателя может быть уменьшена на 12.3%. Подобный эффект получается в свободном потоке за счет увеличения степени двухконтурности от уровня ш=5 до m = 11. На перспективных пассажирских самолетах В787, А350, МС-21 уже реализован данный переход, так как в составе силовой установки этих самолетов предполагается использовать двигатели нового поколения, которые отличаются от современных ТРДД с m = 5-6 повышенной степенью двухконтурности (ш= 10-12). Однако, возможности дальнейшего повышения полетного КПД за счет увеличения степени двухконтурности близки к исчерпанию, так как дальнейшее удвоение степени двухконтурности приводит к значительно более умеренному росту полетного КПД (при ш = 20-22 КПД = 0.845-0.85). Напротив, отбор пограничного слоя и при высоких значениях степени двухконтурности дает заметное увеличение полетного КПД (КПД=0.87-0.88 при m = 10-12 и КПД=0.91-0.92 при ш = 20-22). По этой причине применение схемы силовой установки с отбором пограничного слоя более рационально для ТРДД следующих поколений, имеющих высокие значения степени двухконтурности.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Уджуху, Аслан Юсуфович, 2010 год

1. Авиационные правила. Часть 25 «Нормы летной годности самолетов транспортной категории», 1994г.

2. Баринов В.А. «Расчет коэффициентов сопротивления и аэродинамического качества дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов", Труды ЦАГИ выпуск № 2205, 1983г

3. Белоцерковский С.М. «Математические модели летательных аппаратов», Москва 2003 г

4. Бляхман Б.П., Виленский Г.Я., Замтфорт Б.С., и др. «Метод расчета массы силовой установки», Руководство для конструкторов № 2596, 1981 г

5. Бюшгенс Г.С., Свищев Г.П, «Проектирование, испытания и производство широкофюзеляжных пассажирских самолетов», Том 2, Книга 1, Машиностроение, 1982г

6. Бюшгенс Г.С., Свищев Г.П, «Аэродинамика и динамика полета магистральных пассажирских самолетов», Машиностроение, 1982г

7. Величко С.А «Комплекс программ для расчета обтекания тел вращения невязким околозвуковым потоком идеального газа», Научно-технический отчет НИО-2 ЦАГИ, № 4543, 1981 г

8. Глушков Н.Н., Болсуновский А.Л., Теперин Л.Л. «Применение метода симметричных особенностей к расчету обтекания телесных крыльев дозвуковым потоком газа», Центр научно-технической информации «Волна», Москва, 1985 г

9. Горячий А.Я., Лебедев А.В., Федоренко И.П. «Метод расчета массы шасси», Руководство для конструкторов № 10/646, 1981 г

10. Гусева Р.Н., Каляжнов В.В., Курицын В.Ф., Петров В.К., Симонов Л.А. «Компоновка силовых установок летательных аппаратов с подсасыванием в двигатель пограничного слоя, накапливающегося на фюзеляже», Труды ЦАГИ, 1980г.

11. Доновэн А.Ф., Лоуренс Г.Р. «Аэродинамика частей самолета при больших скоростях», Иностранная литература, Москва, 1959г

12. Дюрэнд В.Ф., "Аэродинамика", т.2 Оборонгиз, 1939 г

13. Жуковский Н.Е. «Вихревая теория гребного винта», Собрание сочинений т. IV, ГИТТЛ, 1949 г

14. Здункевич A.M., Кишалов А.Н., «Аэродинамические характеристики соосного винтовентилятора С-5 при М = 0.4-0.8 и различных компоновках с гондолами ТВД», Научно-технический отчет НИО-1 ЦАГИ № 1901, 1987 г

15. Игнатьев С.Г., Карпова Г.А., Шустова Л.И., Теперин Л.Л. «Программа расчета аэродинамических характеристик методом дискретных особенностей», Отраслевой фонд алгоритмов и программ, 1987 г

16. Келдыш В.В. «Исследование поля давлений винта с бесконечно большим числом лопастей при равномерном распределении тяги и идеальный пропеллер в сжимаемом газе», Труды ЦАГИ № 21, 1952 г

17. Кишалов А.Н., Копалов B.C. «Метод и программа аэродинамического проектирования соосных винтов», Отчет НИО-1 ЦАГИ № 1741 ДСП, 1985 г

18. Кюхеман Д., Вебер И «Аэродинамика авиационных двигателей» Иностранная литература, 1956 г

19. Лебедев А.В., Рудяков В.А., Осьминина В.А. и др «Метод расчета массы крыла и оперения», Руководство для конструкторов № 10/501, 1981 г

20. Лебедев А.В., Минаева А.К., Осьминина В.А., и др. «Метод расчета массы фюзеляжа», Руководство для конструкторов № 10/588, 1981 г

21. Лойцянский Л.Г. «Механика жидкости и газа», Наука, 1978 г

22. Милн-Толенсон Л. М. «Теоретическая гидродинамика», Мир, 1964 г

23. Никольский А.А. «Теория винта», 1951 г

24. Остаславский И.В., Халезов Д.В. «Взаимное влияние винта и самолета», Труды ЦАГИ, № 213, 1935 г

25. Потапова Л.А., Свириденко Ю.Н., Теперин Л.Л. «Использование решения обратной задачи для проектирования аэродинамической поверхности», Ученые записки ЦАГИ, том XVIII № 1, 1987 г

26. Скоморохов С.И., Теперин JI.JI. «Об аэродинамическом согласовании крыла и мотогондолы», Ученые записки ЦАГИ, том XXI № 1, 1990 г

27. Скоморохов С.И., Теперин JI.JI. «Выбор формы срединной , линии поверхности пилонов и углов установки мотогондол под крылом дозвукового самолета», Ученые записки ЦАГИ, том XVI, № 1, 1985 г

28. Техническое предложение «Авиационный турбовентиляторный двигатель Д-227», 1989 г

29. Шлихтинг, «Теория пограничного слоя», Наука, 1974 г

30. Goldshmiet F.R. «Aerodynamic Design of Low-Speed Aircraft with a NASA Fuselage/Wake-Propeller Configuration», AIAA-86-2693 1986

31. Curie N. «А Two-Parameter Method for Calculating the Two-Dimensional Incompressible Laminar Boundary Layer», Journal of THE Royal Aeronautical Society, February, 1967

32. Green J.E. «Application of Head's Entrainment Method to the Prediction of Turbulent Boundary Layers and Wakes in Compressible Flow», ARC R&M №3788, 1976

33. Lighthill, J. «On displacement thickness», Fluid Mechanics, 4 pp 383-392, 1958

34. McLemore H. «Wind-Tunnel Test of 1/20 Scale Airship Model with Stern Propellers», NASA TN D-1026 1962

35. Meranda L., Brennan J. «Wingtip Mounted Propellers and Turbins»

36. Rodriguez D. L., Kroo I. M. «А 2D Multidisciplinary Design Method for Boundary Layer Ingesting Inlet», AIAA-99-0838 1999

37. Smith L. H. «Wake Ingestion Propulsion Benefit», Journal of Propulsion and Power. Vol. 9 No. 1, Jan-Feb 1993 '

38. Рисунок 1.2 Влияние скорости иср в плоскости винта на эффективный КПД1. N NcHereM ы /NeHHTa

39. Рисунок 1.3 Влияние разгона потока в плоскости винта на соотношение Ысистемы /NBHHTa при одинаковой тяге

40. Вэфф = Vj — 1 + 2р2 u (vj -1)1. V. Pi р. р v "—----1. Pi Vj p.1 ' ¥| hi»■' Li ill й -► -►контур интегрирования

41. CxA=-2^(VJ-1) Рисунок 1.4 Применение теоремы импульсов1. Сх0030 0.0250020 0.015 0.010 0.005 0.00002 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9f

42. Рисунок 1.5- Экспериментальная зависимость коэффициента внешнего сопротивления модели самолета при различной компоновке силовой установки15 Схпс/Сх = 0.7

43. Рисунок 1.6 Влияние параметров силовой установки на эффективность компоновки с отбором пограничного слоя в двигатель

44. Кольцевой воздухозаборник с отбором пограничного слоя фюзеляжа-1-1-1-1-1

45. Относительная мощность на валу винта в крейсерском полете

46. Относительная эффективная тяга винта, Тэфф / Х0

47. Рисунок 1.7 Экспериментальное подтверждение эффективности размещения винта в кормовой части корпуса дирижабля

48. Мощность на валу винта в крейсерском полете, л.с.1. Скорость потока, м/с

49. Формпараметр Н в аэродинамическом следе2,22,4

50. Рисунок 1.11- Влияние формпараметра Н на величинупараметра К1. В 0.6 0.5 0.4 0.301 00.55 =7гРв хаР 415 ^ 420 \ 25 I 1. В = Сх - " ^ X " "" сопр отивлен ие дари жабля б