Оценка влияния крутки крыла на аэродинамические характеристики воздушных судов методом численного моделирования
Автор: Манютин Р.М., Чихачев О.Е.
Журнал: Международный журнал гуманитарных и естественных наук @intjournal
Рубрика: Технические науки
Статья в выпуске: 9-3 (96), 2024 года.
Бесплатный доступ
В статье представлены результаты численного моделирования с использованием специализированных программ для решения задач аэродинамического расчета воздушных судов. Основное внимание уделяется качественной и количественной оценке влияния аэродинамической и геометрической крутки крыла на аэродинамические характеристики воздушных судов. В качестве оцениваемых аэродинамических характеристик были выбраны коэффициент индуктивного аэродинамического сопротивления и аэродинамическое качество. Также подробно описана методика проведения оценки при помощи пакета прикладных программ XFLR5. В статье представлены рекомендации относительно учета данного влияния рассматриваемых геометрических параметров на процесс летной эксплуатации воздушных судов.
Численное моделирование, аэродинамический расчет, геометрические параметры крыла, аэродинамические характеристики
Короткий адрес: https://sciup.org/170207194
IDR: 170207194 | DOI: 10.24412/2500-1000-2024-9-3-101-104
Текст научной статьи Оценка влияния крутки крыла на аэродинамические характеристики воздушных судов методом численного моделирования
Основной несущей поверхностью воздушного судна, оказывающей влияние на аэродинамические характеристики, летную эксплуатацию и безопасность полетов, является крыло. Для описания крыла используется набор геометрических характеристик крыла. Геометрические характеристики крыла самолета включают множество параметров, которые определяют его аэродинамические и летные свойства. Одними из основных геометрических характеристик крыла являются его геометрическая и аэродинамическая крутка. Аэродинамическая крутка – это изменение профилей крыла по его размаху. Геометриче- ская крутка крыла ^кр - это угол между корневой и концевой хордами крыла. Геометрическая крутка позволяет исключить изначальный срыв потока на конце крыла и сваливание на крыло. Геометрическая крутка является отрицательной, если задняя кромка концевой нервюры располагается выше передней кромки. В обратном случае крутка является положительной. На воздушных судах в большинстве случаев применяют отрицательную ^кр [5]. В таблице 1 приведены примеры применения ^кр на разных воздушных судах [2].
Таблица 1. Примеры применения геометрической крутки крыла
Самолет |
Максимальная взлетная масса, т |
Крутка крыла, ° |
Cessna 310 |
2 |
-3 |
Beech starship |
6.75 |
-3.5 |
Beech King Air |
5.35 |
-4.8 |
Gulfstream IV |
33 |
-5.5 |
Beech T-1A JawHawk |
7.3 |
-6.3 |
В качестве оцениваемых аэродинамических характеристик были выбраны коэффициент аэродинамического индуктивного сопротивления С%инд и аэродинамическое качество К. Большему значению К соответствует меньшие значения часового расхода топлива Ch и большее значение про- должительности полета Т, а значит больше и безопасность полетов [4].
Для оценки влияния аэродинамической и геометрической крутки крыла на аэродинамические характеристики воздушных судов требуется выполнение ряда расчетов и проведение испытаний в аэродинамической трубе. Данный эксперимент может быть заменен численным моделированием. Использование этого метода позволяет эффективно экономить время и ресурсы, необходимые для изготовления тестовой модели и проведения настройки аэродинамической трубы. С целью упрощения и автоматизации процессов численного мо- делирования был использован пакет прикладных программ XFLR5, состоящий из четырех модулей - загрузка и редактирование профиля, оптимизация профиля, численное моделирование профиля, моделирование летательного аппарата [1].
Для проведения оценки в пакете прикладных программ было смоделировано исходное крыло с корневой хордой крыла Ь0, равной 1 метр, профилем Clark-Y, стреловидностью крыла / = 25°, удлинением крыла Л = 10 и сужением крыла ^ = 4. Трехмерная модель полученного крыла представлена на рисунке 1.

Рис. 1. Трехмерная модель исходного крыла
На основе исходного крыла, были созданы два крыла с аэродинамической и геометрической круткой. Первое крыло имеет аэродинамическую крутку от середины полукрыла, а на законцовке применен симметричный профиль NACA0009. Второе крыло имеет геометрическую крутку от середины полукрыла, равную 'Р кр = —4 .
Далее было проведено численное моделирование обтекания рассматриваемых крыльев потоком воздуха со скоростью 15 метров в секунду при условиях стандарт- ной атмосферы на уровне моря. По результатам численного моделирования были построены графики зависимости коэффициента аэродинамического индуктивного сопротивления С%инд и аэродинамическое качество К от углов атаки, изображенные на рисунках 2 и 3 соответственно. Синим цветом обозначены графики крыла, не имеющего крутку, красным цветом - графики крыла, имеющего аэродинамическую крутку, а зеленые - графики крыла, имеющие геометрическую крутку.

Рис. 2. График зависимости С%инд от угла атаки для крыльев без крутки, с аэродинамической и геометрической круткой крыла
Анализ результатов моделирования, представленных на рисунке 2, говорит о том, что при применении аэродинамической и геометрической крутки крыла С%инд уменьшается на всем эксплуатационном диапазоне углов атаки. К примеру, на угле атаки а = 2° СХинд уменьшается с С%инд =
0,006 до С%инд = 0,0054 для крыла с аэродинамической круткой и до С%инд = 0,0053 для крыла с геометрической круткой. Связано это с ослаблением концевого вихря, образующегося за счет разницы давлений под и над крылом воздушного судна [3].

Рис. 3. График зависимости К от угла атаки для крыльев без крутки и с аэродинамической и геометрической круткой крыла
Анализ результатов моделирования, представленных на рисунке 3, говорит о том, что применение геометрической и аэродинамической крутки крыла приводит к уменьшению максимального значения К. в рассматриваемом примере с Ктах = 35,3 до Ктах = 35 при применении геометрической крутки и до Ктах = 34,5 при применении аэродинамической крутки крыла. Также необходимо отметить, что при применении геометрической крутки крыла Ктах сместился в сторону больших углов атаки с а = 2,4° до а = 3°.
Проанализировав полученные данные сделан вывод о том, что аэродинамическая и геометрическая крутки крыла, с одной стороны, позволяет уменьшить индуктивное сопротивление, исключить изначальный срыв потока на законцовке крыла и сваливание на крыло, что способствует повышению безопасности полетов. Однако применение крутки крыла в рассмотренном случае уменьшает аэродинамическое качество и продолжительность полета, что необходимо учитывать при эксплуатации воздушного судна.
Список литературы Оценка влияния крутки крыла на аэродинамические характеристики воздушных судов методом численного моделирования
- Analysis of foils and wings operating at low Reynolds numbers. - [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://aero.us.es/adesign/Slides/Extra/Aerodynamics/Software/XFLR5/ XFLR5%20v6.10.02/Guidelines.pdf.
- Mohammad Sadraey. Wing Design. - [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://wpage.unina.it/fabrnico/DIDATTICA/PGV_2012/MAT_DID_CORSO/09_Progetto_Ala/Wing_Design_Sadraey.pdf.
- Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. - М.: Транспорт, 1990. - 392 с.
- Зависимость аэродинамических характеристик крыльев простой формы в плане от геометрических параметров / А.Н. Спиридонов, А.А. Мельников, Е.В. Тимаков [и др.] // Университетский комплекс как региональный центр образования, науки и культуры: материалы Всероссийской научно-методической конференции, Оренбург, 01-03 февраля 2017 года / Оренбургский государственный университет. - Оренбург: Оренбургский государственный университет, 2017. - С. 230-234. EDN: YKCPQR
- Фролов В.А. Аэродинамические характеристики профиля и крыла. - Самара: Издательство СГАУ, 2007. - 48 с. EDN: OWVEZP