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

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 К_тах = 35,3 до К_тах = 35 при применении геометрической крутки и до К_тах = 34,5 при применении аэродинамической крутки крыла. Также необходимо отметить, что при применении геометрической крутки крыла К_тах 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.