Снижение индуктивного сопротивления за счет применения законцовок крыла

Размещено на http://www.allbest.ru/

Оренбургский государственный университет

Снижение индуктивного сопротивления за счёт применения законцовок крыла

Рафиков Д.М.

Луцев А.С.

Одним из главных компонентов лобового сопротивления является индуктивное. Классический способ уменьшить сопротивление, вызванное подъемной силой на крыле конечного размаха, состоит в увеличении соотношения сторон крыла. Тем не менее, соотношение сторон крыла является компромиссом между аэродинамическими и структурными характеристиками, и ясно, что для данной технологии нет большой возможности увеличить пропорции. Альтернативой является разработка законцовок крыла, действующих на вихрь, который является источником сопротивления, вызванного подъемной силой.

Фундаментальные исследования показали, что уменьшение индуктивного сопротивления может быть достигнуто с помощью изменения геометрии хорды вдоль размаха крыла и конфигурациями с разворотом по корме. На рисунке 1 представлены разные крылатые устройства.

Рисунок 1 - Разные крылатые устройства,

где а) законцовка сопряженного типа; б) законцовка парусного типа; в) решётчатая законцовка; г) законцовка смешанного типа; д) законцовка спироидного типа;

Концепция летающего крыла состоит в том, что необходимо получить очень гладкую смешанную форму за счет модификации законцовки крыла. Ожидается, что летающее крыло будет более эффективным, чем узкое. Для уменьшения ускорения, возникающего в искривленном поперечном потоке используется уменьшения интенсивности вихря, поскольку избегается важное изменение хорды. Спироидная законцовка крыла представляет собой спиральную петлю, полученную соединением законцовки с вертикальным и горизонтальным оперением. Это нетрадиционное устройство кажется многообещающим для уменьшения интенсивности вихря, но его сложную геометрию трудно оптимизировать. Проектирование обоих концевых устройств крыла производились с использованием численного подхода оптимизации и решений Эйлера. Распределения давления, полученные на смешанном крыле и на законцовки спироида в крейсерских условиях при М = 0,85 и угле атаки 1,07о показаны на рисунке 2. Видно, что в обоих случаях скорости потока были ограничены, чтобы избежать возмущений из-за волнового сопротивления и срыва потока.

Рисунок 2 - Расчетное распределение давления вокруг законцовки смешанного типа и спироидного в крейсерском полёте

Экспериментальные результаты показывают, что сопротивление уменьшается на 26,4 % -30,9 % для модели самолета с крылом, имеющим максимальное число Рейнольдса, рассмотренного в исследованиях. Кроме того, треугольное крыло с углом наклона в пять градусов обладает лучшими характеристиками, снижая лобовое сопротивление примерно на 30,9% по сравнению с другими конфигурациями.

Индуктивное сопротивление из-за подъемной силы составляет приблизительно 40% от общего аэродинамического сопротивления в крейсерском полете и более 90% от общего аэродинамического сопротивления при взлете типичного транспортного самолета.

Результаты, которые показаны на рисунке 3, показывают следующее: тенденция линейного подъема следует за увеличением 0,0013 CL (сантилитры) на 1000 об/мин (А), а направление параболического сопротивления следует примерно за 0,006 падением CD на 1000 об/мин (Б). Когда число оборотов в минуту было увеличено выше 12000, подъемная сила начинает уменьшаться, а сопротивление увеличивается, из-за слабого образования удара на конце гребного винта (Г). Наблюдалось, что ядро ??вихря выходило за борт с увеличением числа оборотов до 12000. Увеличение скорости вращения воздушного винта заставляет ядро ??индуктивного вихря быстрее достигать давления в свободном потоке (Д и Е). Величина Cxi пика всасывания передней кромки крыла увеличивается с оборотами в минуту, в то время как величина пика всасывания задней кромки крыла уменьшается с увеличением частоты вращения. Было также отмечено, что увеличение оборотов приводит к более высокому давлению в нижней поверхности крыла. Основное воздействие пропеллера на механизм закручивания наконечника-вихря состояло в том, что он пытается подавить благоприятный градиент давления, который направляет поток от нижней поверхности к верхней поверхности крыла. Вторичный эффект заключался в том, что он пытается подавить образование вторичного вихря. Таким образом, результаты показывают, что это пропеллерное устройство может обеспечить эффективное средство снижения сопротивления.

Классическая линеаризованная теория указывает, что эллиптическая нагрузка, увеличенное соотношение размаха крыла, более низкие значения коэффициента подъема, уменьшенный вес, являются основными подходами к снижению сопротивления. Увеличение соотношения сторон определенной точки, очевидно, становится неэффективным из-за структурных потерь, в то время как уменьшенный коэффициент подъемной силы влечет за собой большие крылья, увеличение массы и площади вязкого сопротивления. Применение обширного альтернативного набора решений для уменьшения вихревого сопротивления было относительно редким (за исключением крыльев) по многим причинам, включая (в зависимости от подхода) структурный вес, паразитное сопротивление и, благодаря творческой общей конфигурации, облик самолета, как обсуждено в следующем разделе.

Рисунок 3 - Результаты вычислительного анализа для снижения индуктивного сопротивления

Мы предлагаем три подхода к снижению индуктивного сопротивления:

1) Подходы неплоских вихревых слоев: ослабление допущений классической линейной теории (закрытое тело, без добавления энергии, планарный вихревой слой и т. д.) Предоставляет альтернативные возможности уменьшения вихревого сопротивления. В частности, использование неплоских подъемных поверхностей, например, распределение подъема по вертикали с помощью различных подходов, таких как наклоны вверх и несколько (вертикально разнесенных) крыльев, может обеспечить значительное снижение (до 15 процентов).

2) Извлечение энергии (тяги) из вихря законцовки: вихрь, который формируется по потоку от законцовки крыла. Характерной особенностью этого вихревого образования является поток, который находится под углом к свободному. Следовательно, в этот поток могут быть применены устройства для создания (или восстановления) тяги или энергии из этого потока. Это является фундаментальным обоснованием, по крайней мере, четырех устройств, которые уменьшают индуктивное сопротивление. Эти устройства, очевидно, также могут оказывать влияние на сам процесс образования вихря и, таким образом, непосредственно снижение индуктивного сопротивления. Такие устройства включают законцовки сопряженного типа для извлечения энергии (тяги), винглеты, лопасти вихревого диффузора и шарклеты. Лопасть вихревого диффузора поддерживается лонжероном за концевой хордой крыла, что позволяет вихрю концентрироваться до перехвата. Эти устройства работают довольно хорошо, в зависимости от конструкции крыла и нагрузки на область наконечника, и обеспечивают на 5-15% снижение индуктивного сопротивления в условиях обычного взлета и посадки. Основные проблемы их применения включают, наряду с «обычными» проблемами, о которых говорилось ранее, возможное использование в качестве контрольных устройств. летающий крыло крейсерский законцовка

3) Изменение граничных условий законцовок. Эти методы снижения сопротивления, зависящие от подъема, основаны либо на устранении законцовки в целом, либо на добавлении массы (или тяги) в область концевой хорды. Устранение физических законцовок крыльев может быть достигнуто либо с помощью «кольцевых крыльев», либо с помощью соединения крыла с хвостовой частью. Массовое добавление около законцовки может быть выполнено либо посредством продувки законцовки (локальный, дистанционный пассивный или активный отвод), либо использование двигателей с крылом, что приводит к значительному (до 40% в зависимости от конструкции крыла) снижению вихревого сопротивления. К пассивному выдуванию законцовки можно было бы приблизиться путем проглатывания передней кромки крыла (что позволило увеличить толщину крыла), с последующим выдуванием законцовок, используемых для создания и модулирования возбуждений, вихревой нестабильности вихревого наконечника при посадке (взлете) для облегчения следа вихревой опасности.

Список литературы

1. Горбунов, А. А. Математическая модель применяемая в автоматизированном проектировании дополнительных аэродинамических поверхностей крыла воздушного судна / А. А. Горбунов, А. Д. Припадчев - Интернет-журнал «Науковедение». 2014. - №2. - С. 1 - 10.

2. Горбунов А.А. Применение метода линейного программирования при автоматизированном проектировании дополнительных аэродинамических поверхностей / А. А. Горбунов, А. Д. Припадчев - Международный научнопрактический журнал «Программные продукты и системы». - 2012. - №4. - С. 203 - 206

3. Султанов, Н.З. Методические основы оценки эффективности применения воздушных судов на авиационных работах / Н.З. Султанов, Б.А. Портников, Д.И. Сергеев // Прогрессивные технологии в транспортных системах: сб. докл. седьмой Росс. науч.-практ. конф./ Оренбург: ИПК ГОУ ОГУ, 2005. - С.221…229 [189]

4. Султанов, Н.З. Системное и ситуационное моделирование социально-экономических и производственных объектов / Н.З. Султанов, Б.А. Портников, Д.И. Сергеев //Прогрессивные технологии в транспортных системах: сб. докл. шестой Росс. науч.-техн. конф./ Оренбург: Оренбургский государственных ун-т, 2003. - С. 177…181 [173]

5. Султанов, Н.З. К вопросу повышения эффективности функционирования автотранспортного предприятия с использованием программно-целевого планирования и выбора рациональной структуры парка / Н.З. Султанов, И.И. Любимов, Г.К. Ныров //Вестник ОГУ. - 2006. - № 10(60).- С. 422…428 [206]

Размещено на Allbest.ru