ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ КРУТКИ КРЫЛА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ МЕТОДОМ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ КРУТКИ КРЫЛА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ МЕТОДОМ ЧИСЛЕННОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ

Р.М. Манютин, студент О.Е. Чихачев, студент

Санкт-Петербургский университет гражданской авиации (Россия, г. Санкт-Петербург)

DOI:10.24412/2500-1000-2024-9-3-101-104

Аннотация. 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.

Ключевые слова: численное моделирование, аэродинамический расчет, геометрические параметры крыла, аэродинамические характеристики.

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 фкр - 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 фкр [5]. В таблице 1 приведены примеры применения фкр 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 аэродинамиче- качество К. Большему значению К соот-

ских характеристик были выбраны коэф- ветствует меньшие значения часового рас-

фициент аэродинамического индуктивного хода топлива Сн и большее значение про-сопротивления Сх и аэродинамическое

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 С1агк-У, стреловидностью крыла х = 25°, удлинением крыла Я = 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

<Ркр = -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 Сх 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 Сх 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 аэродинамиче-

ской и геометрической крутки крыла С,

инд

уменьшается на всем эксплуатационном диапазоне углов атаки. К примеру, на угле атаки а = 2° Сх уменьшается с Су

Линд ^ л

0,006 до Схинд = 0,0054 для крыла с аэродинамической круткой и до Схинд = 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].

инд

Рис. 3. График зависимости К от угла атаки для крыльев без крутки и с аэродинамической

и геометрической круткой крыла

Анализ результатов моделирования, Проанализировав полученные данные

представленных на рисунке 3, говорит о сделан вывод о том, что аэродинамическая том, что применение геометрической и и геометрическая крутки крыла, с одной аэродинамической крутки крыла приводит стороны, позволяет уменьшить индуктив-к уменьшению максимального значения К. ное сопротивление, исключить изначаль-в рассматриваемом примере с Ктах = 35,3 ный срыв потока на законцовке крыла и до Ктах = 35 при применении геометри- сваливание на крыло, что способствует ческой крутки и до Ктах = 34,5 при при- повышению безопасности полетов. Однако менении аэродинамической крутки крыла. применение крутки крыла в рассмотрен-Также необходимо отметить, что при при- ном случае уменьшает аэродинамическое менении геометрической крутки крыла качество и продолжительность полета, что Ктах сместился в сторону больших углов необходимо учитывать при эксплуатации атаки с а = 2,4° до а = 3°. воздушного судна.

Библиографический список

1. 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/Gui delines.pdf.

2. 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.

3. Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. - М.: Транспорт, 1990. - 392 с.

4. 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.

5. Фролов В.А. Аэродинамические характеристики профиля и крыла. - Самара: Издательство СГАУ, 2007. - 48 с.

EVALUATION OF WING TWIST EFFECT ON AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF AIRCRAFT BY NUMERICAL MODELING METHOD

R.M. Manyutin, Student O.E. Chikhachev, Student

Saint-Petersburg State University of Civil Aviation (Russia, Saint-Petersburg)

Abstract. The article presents the results of numerical simulation using specialized programs to solve the problems of aerodynamic calculation of aircraft. The main attention is paid to the qualitative and quantitative assessment of the influence of aerodynamic and geometric wing twist on the aerodynamic characteristics of aircraft. Inductive aerodynamic drag coefficient and aerodynamic quality have been chosen as the evaluated aerodynamic characteristics. The methodology of the evaluation using the XFLR5 application program package is also described in detail. The article presents recommendations on how to take into account this influence of the considered geometric parameters on the process of aircraft flight operation.

Keywords: numerical modeling, aerodynamic calculation, geometric parameters of the wing, aerodynamic characteristics.