Влияние положения мотогондолы на сопротивление
самолета
Влияние положения мотогондолы
на коэффициент лобового
сопротивления самолета с прямым
крылом
Влияние формы поперечного
сечения мотогондолы на
коэффициент лобового
сопротивления
Три варианта установки CF6-50 на самолеты
B-474, A-300, DC-10
Интерференция мотогондолы с крылом
C xг 
S кр
nS м.г.
(C x1  C x 2 )
Cx1 – модели самолета c
гондолами,
Cx2 – без гондол,
Sкр – площадь крыла
Sм.г. – площадь миделя
гондолы
n – число двигателей
Обобщенная зависимость Cx гондол двигателей с m=5 на пилонах под
стреловидным сверхкритическим крылом при Cy=0.5.
 - угол стреловидности крыла  = 20, 29, 30, 33. Увеличение  смещает
волновой кризис над крылом и рост Cx в зону больших M.
Интерференция мотогондолы с крылом
Типовые зависимости Cxг=f(Cy) моделей
самолетов с гондолами на пилонах
двигателей под крылом и в хвостовой части
фюзеляжа при M = 0.7, 0.75, 0.8
Поляры Cxг =f(Cy)
для гондолы над Типовая зависимость Cxг=f(Cy) гондол
двигателей при M=0.75 для гондол
крылом
под и над крылом
Под крылом: рост Cy уменьшает Cxг
Над крылом: рост Cy увеличивает Cxг
Интерференция мотогондолы с крылом
Влияние выноса гондолы l на Cxг при M=0.8 и Cy=0.5.
1. Увеличение выноса вперед – снижение
сопротивления, уменьшение подъемной силы,
2. вынос назад – снижение сопротивления,
повышение подъемной силы,
3. положение под крылом – наибольшее
сопротивление.
Обобщенная зависимость Cxг при M=0.8 и Cy=0.5.
от выноса lк, смещения вниз hг и угла заклинения
г/
Оптимальные значения: lк/Dг=0.9-1, hг /Dг =0.6-0.8
Интерференция мотогондолы с крылом
(Скоморохов С.И., Теперин Л.Л., 1990)
Распределение подъемной силы по размаху крыла для различных выносов
гондолы. Влияние гондолы распространяется практически на все крыло.
Двигатель перед крылом - Cy уменьшается, над крылом - Cy увеличивается по
всему размаху крыла.
Интерференция
мотогондолы с
крылом
(Скоморохов С.И.,
Теперин Л.Л., 1990)
Поле предельных линий
тока на верхней
поверхности крыла
Поле боковых и
вертикальных скосов в
сечениях стреловидного
крыла.
Для снижения
сопротивления гондолу
следует размещать так,
чтобы ее ось была
направлена вдоль линий
тока. M=0.8, =2.7
Влияние формы пилона на сопротивление самолета
Распределения давления на поверхности пилона
на стреловидном крыле (37.5) M=0.84 по хорде
и толщине пилона в 3 гориз. сечениях (показаны
дренажными точками)
_______ внутренняя сторона пилона
_ _ _ _ _ внешняя сторона
Слева – по длине, справа – в поперечном сечении
Распределение давления по длине
капота 1-го контура в верхнем,
горизонтальном и нижнем сечениях
Давление в нижнем сечении выше, чем
в верхнем - причина подъемной силы
на мотогондоле
Влияние формы пилона на аэродинамические
характеристики самолета (Скоморохов С.И., Теперин Л.Л., 1990)
Проектирование пилона по линиям тока
x – продольная координата
yср – координата средней линии пилона
Влияние степени деформации пилонов 
(=1 по линиям тока, =0 - симм. пилон) на
1. Относительное качество (отнесенное к
качеству без пилонов и мотогондол)
2. прирост подъемной силы Cy
3. прирост момента mz
_ _ _ _ _ без пилонов и мотогондол
–·–·–·– с пилонами
_______ с пилонами и мотогондолами
Компоновка по линиям тока не оптимальна.
Интерференция мотогондолы с крылом
Влияние угла разворота г гондолы и угла
заклинения г на Cxг при M=0.8 и Cy=0.5.
Оптимальные углы разворота г = – 2 – 0,
угол заклинения г=2 
Влияние деформации
пилона на Cxг при
M=0.8 и Cy=0.5.
Влияние степени
двухконтурности
Зависимость Cxг от степени
двухконтурности гондол
при M=0.78 – 0.8
Снижается при росте m от
5 до 15
Зависимость Cy и
mz крыла от угла
атаки  при M=0.78
при m=5, 12, 20, 30.
Зависимость максимального
аэродинамического качества
Kmax от m при M=0.78, H=11 км.
При расположении сопла двигателя вблизи передней
кромки крыла, а двигателя – достаточно близко к
крылу, сопротивление мотогондолы снижается при
больших m.
Влияние m на несущую способность и продольную
статическую устойчивость самолета мало.
Интерференция мотогондолы с фюзеляжем
Распределения давления по боковой
поверхности фюзеляжа сверху и снизу
пилона.
Присутствие мотогондолы создает
локальные сверхзвуковые зоны и
волновое сопротивление
1 – отрыв на входе в ВЗ
2 – замыкающий скачок
3 – вихревая пелена
4 – восходящий поток
5 – пик давления
6 – отрыв
7 – боковой скачок
8 – скачок и 9 – скачок за ним
Интерференция мотогондолы с фюзеляжем
Влияние угла заклинения г гондол с m=1 и 5
на пилонах в хвосте фюзеляжа на Cxг.
Оптимальное г =2-3°, уменьшает Cxг на 2530% сравнительно с г = 0
Влияние угла разворота  г на Cxг
для неоптимального (вверху) и
оптимального (внизу) угла
заклинения
Влияние расположения двигателей на аэродинамическое
качество и устойчивость самолета
Зависимость максимального
аэродинамического качества
Kmax и KmaxM от M при
расположении гондол под
крылом (1) и на фюзеляже (2)
Зависимости Cy и mz от угла атаки  при
расположении гондол под крылом (1) и на
фюзеляже (2) при M=0.4 и M=0.85
При больших углах атаки >16-18° при расположении мотогондол на
фюзеляже появляется продольная статическая неустойчивость (кривая 2
для mz). При расположении мотогондол под крылом неустойчивости нет.