Ревнивцев Дмитрий Самара, СКБ ЛА СГАУ Исследования законцовок крыльев лёгких самолётов. В СКБ ЛА СГАУ проводятся а исследования аэродинамических компоновок легких самолетов с целью улучшения их характеристик. Проводятся продувки в аэродинамических трубах СГАУ, исследования характеристик профилей с механизацией, исследования оптимальных форм несущих поверхностей и их взаимного расположения. Для исследований компоновок и форм несущих поверхностей широко применяется метод дискретных вихрей, позволяющий с минимальными затратами времени и ресурсов получать качественную оценку различных вариантов. Были проведены исследования оптимальной формы законцовки для крыла легкого сельскохозяйственного самолета, у которой концевой вихревой жгут как можно меньше искажает и затягивает на себя пелену, сходящую с задней кромки крыла, при наибольших значениях коэффициента подъёмной силы и циркуляции. Это позволяет избежать забрасывания химиката концевым вихрем выше поверхности крыла, предотвращая разнос аэрозоля ветром и повышая эффективность обработки. С помощью метода дискретных вихрей (МДВ) в нестационарной постановке, методика которого изложена в [1], для прямоугольных крыльев удлинением 8,6. с различными законцовками было подсчитаны значения: коэффициента подъёмной силы, циркуляции и её распределение вдоль размаха, распределение давления по сечениям вдоль размаха в контрольных точках, также была смоделирована форма следа в виде вихревой пелены сходящей с задней кромки крыла. Вихревые рамки и контрольные точки располагались на средней линии профиля. На рисунке1 представлен результат моделирования прямоугольного крыла без законцовки. В верхней части рисунка изображена модель крыла при угле атаки 10 градусов, покрытого присоединёнными вихревыми рамками размещёнными на средней линии профиля, и свободными вихревыми рамками сходящими с задней кромки и торцов крыла. Расчёт проведён для 50 шагов по времени. Ниже приведены графики: изменения коэффициента подъёмной силы по времени счёта, распределение циркуляции вдоль размаха и распределение суммарного коэффициента давления в каждом расчётном сечении вдоль хорды на последнем шаге по времени. Рис.1 Крыло без законцовки. На рисунке 2 показан расчёт крыла с сужающейся законцовкой загнутой вниз по радиусу своей длины. Сужение законцовки равно 2. Данный вид крыла применён на самолёте «Кречет F-2». Следует обратить внимание на то, что при такой форме законцови наблюдается образование сразу двух вихрей с торцов крыла, один начинает “сворачиваться” непосредственно с боковой кромки, а другой – за крылом в районе стыка законцовки с консолью. На рисунке 3 показан результат для крыла с сужающейся законцовкой (сужение 2) отогнутой вверх на 30 градусов с геометрической круткой (крутка концевого сечения законцовки на уменьшение угла атаки равно 2 градуса). Законцовка применена на самолетах «F-22» и «F-32 Ястреб». Сравнение представленных моделей показано на рисунках 4 и 6. Коэффициент подъёмной силы минимален у крыла без законцовки, а максимален у крыла с загнутой вниз законцовкой. Как известно, крыло, у которого циркуляция вдоль размаха изменяется по эллиптическому закону имеет наименьший коэффициент индуктивного сопротивления [2]. В данном случае минимальное индуктивное сопротивление имеет крыло с загнутой вниз законцовкой, а максимальное у крыла без законцовки. Рис.2 Крыло с сужающейся законцовкой загнутой вниз по радиусу. Рис.3 Крыло с сужающейся законцовкой отогнутой вверх с геометрической круткой –2град. Рис.4 Сравнение распределений циркуляции вдоль размаха. Как видно из приведённых данных, поставленной задаче наиболее соответствует законцовка, отогнутая вверх с геометрической круткой. При этом она обеспечивает меньшие потери в коэффициенте подъемной силы: 2% против 4% для законцовки, отогнутой вниз. Рис.5 Пелена за самолётом «Ястреб» при испытаниях хим. аппаратуры. Крыло с законцовкой отогнутой вверх было применено на нашем новом самолёте F-32 «Ястреб». На рисунке 5 представлены фотографии «Ястреба» во время испытания химсистемы . На левой фотографии видно как распыляемый состав сносит ветром и подхватывает концевым вихрём правой консоли крыла. На правой фотографии видно, что аэрозоль с форсунок, расположенных ближе к корню крыла, более интенсивно относится вниз, а на концах крыла вертикальная скорость движения частиц меньше. Это связано с распределением циркуляции вдоль размаха. По результатам испытаний были выданы рекомендации по распределению форсунок вдоль размаха крыла. Вид в плане Вид спереди Cy = 1.005 Схi = 0.0373 Гmax = 1.108 При данной конфигурации наиболее сильная деформация вихревой пелены вдоль размаха при виде спереди. Максимальное значение коэффициента подъёмной силы. Cy = 0.963 Схi = 0.0343 Гmax =1.155 Для данной законцови хорошо просматривается образование вторичного вихря в месте начала скругления, и как следствие расширение вихревого следа. Минимальное значение коэффициента подъёмной силы. Cy = 0.985 Схi = 0.0359 Гmax =1.139 Наиболее предпочтительная форма следа по сравнению с двумя предыдущими конфигурациями в отношении высоты и ширины вихревых структур. Рис.6 Сравнение вихревых структур. Сравнение вихревых структур показывает что вихревые жгуты имеют разную толщину и оказывают разное влияние на вихревую пелену. Законцовка, отогнутая вверх, придает вихревым жгутам скорость, направленную вдоль размаха крыла, Метод дискретных вихрей был применен для оценки эффективности аэродинамической схемы крыла легкого гидросамолета. При проектировании крыла со сложной формой в плане, встают вопросы распределения аэродинамической нагрузки по размау крыла , а так же влияние формы крыла, наличия вихреобразователей и формы законцовок на аэродинамические характеристики крыла. Моделирование вихревой пелены и расчёт коэффициента подъёмной силы, циркуляции и распределение давления производилось с помощью метода дискретных вихрей в нестационарной постановке[1]. На рисунке 7 представлено прямоугольное крыло с трапециевидным центропланом и законцовкойпоплавком, которая представляет собой загнутую вниз по радиусу законцовку с геометрической круткой концевых сечений 3 градуса, расширяющейся к концу. В месте стыка центроплана с консолью расположен вихрегенератор, с которого сходит вихревой жгут (показан голубым цветом). Концевые поплавки моделировались распределением присоединенных вихрей по срединным поверхностям, а генераторы вихрей – сходом свободных вихрей с соответствующих участков передней кромки (рис.11,12). На рисунке 8 и 9 показаны трапецевидные крылья с центропланом, с вихрегенератором и без него соответственно. Как видно установка вихрегенератра несколько увеличивает несущие свойста крыла это видно на графике циркуляции. На рисунке 10 изображена модель того же трапециевидного крыла без вихрегенератора, но с дополнительным выдвижным крылышком. Применение дополнительного крылышка оказывает более существенное влияние на подъёмную силу, чем установка вихрегенератора. Задача заключалась в оценки эффективности законцовки крыла гидросамолета, с точки зрения прироста подъемной силы. Как показали результаты, применение законцовок позволяет повысить коэффициент подъемной силы на 11%, в то время как генераторы вихрей – только на 1,5..2%. Рис.7 Прямое крыло с вихрегенератором. Рис.8 Трапециевидное крыло. Рис.9 Трапециевидное крыло с вихрегенератором. Рис.10 Трапециевидное крыло с доп. крылышком. Генератор вихрей Поплавок Рис. 11. Крыло гидросамолета с концевыми поплавками и генераторами вихрей. 1. 2. Рис. 12. Крыло гидросамолета с концевыми поплавками и законцовками-крылышками. С.М. Белоцерковский Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью.1978. А.М. Мхитарян Аэродинамика.1976.
