Профиль крыла обеспечивает аэродинамическое совершенство и малую ЭПР ЛА

В.Вождаев
Валерий Вождаев,
ведущий научный сотрудник ЦАГИ
им. проф. Н.Е. Жуковского,
кандидат технических наук
Передние кромки крыла и других аэродинамических поверхностей являются важными отражающими элементами самолета при нормальном падении волны. Форма носка профиля существенным образом влияет на аэродинамические характеристики крыла, что демонстрирует полученная в работе [AIAA Paper 2010–4560] с помощью численных решений уравнений Навье — Стокса визуализация обтекания тематической модели малозаметного БПЛА SACCON

Для количественной оценки влияния радиуса закругления носка профиля на величину ЭПР и коэффициенты аэродинамических сил, действующих на профиль, было проведено соответствующее исследование. В расчетах использовались модифицированные уравнения для профилей NACA с четырехзначным обозначением [Riegels W. F., Aerofoil Sections]. Для проведения расчетов использовался профиль 6 %-й толщины. Хорда профиля равна 1 м, максимальная толщина находится на 30 % хорды. При построении контуров использовались радиусы закругления носка профиля 0, 1, 4, 12 мм с индексами 0, 3, 6 и 9 соответственно. Расчетные контуры профилей от передней кромки до точки максимальной толщины показаны на (рис. 2).

В качестве расчетной методики анализа характеристик исследуемых крыльев применялось программное обеспечение, основанное на численных решениях уравнений Навье — Стокса. Для наиболее достоверного анализа ряда аэродинамических характеристик расчеты проводились в условиях свободного перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное состояние.

Для определения аэродинамических характеристик профилей построены четыре C-образные структурированные расчетные сетки, каждая из которых состоит из примерно 1,5 млн. гексагональных элементов. Данные об экспериментальных аэродинамических характеристиках для профиля NACA0006–63 приведены в работе [Abbott I. H., Von Doenhoff A. E., Theory of Wing Sections]. Экспериментальные измерения выполнялись при числе Рейнольдса Re, равном 3,0×106. В связи с этим расчеты аэродинамических характеристик профилей с другими радиусами закругления носка проводились при этом же числе Re.

При уменьшении радиуса закругления носка профиля сокращается линейный участок зависимости коэффициента подъемной силы сy от угла атаки, что приводит к снижению сy (рис. 3, а). Отметим, что сопоставление расчетных и экспериментальных данных для крыла со стандартным профилем NACA0006–63 (rн = 4 мм) показывает, что расчетные значения коэффициента подъемной силы сy достаточно хорошо согласуются с результатами измерений (см. рис. 3, а). Несколько заниженные расчетные коэффициенты сопротивления (рис. 3, б) при нулевом угле атаки, по-видимому, можно объяснить влиянием стенок аэродинамической трубы, а также тем, что параметры, характеризующие уровень турбулентности потока, не в полной мере соответствовали экспериментальным условиям.

Рост cx и, как следствие, снижение аэродинамического качества (рис. 3, б, в) при уменьшении радиуса закругления носка профиля определяются двумя факторами: смещением положения ламинарно-турбулентного перехода к передней кромке, что приводит к увеличению коэффициента сопротивления трения, и потерей «подсасывающей силы», в результате чего происходит рост сопротивления давления. В случае уменьшения rнначинает развиваться отрыв на передней кромке, и максимальное разрежение в распределении давления при положительных углах атаки смещается вниз по потоку на верхнюю поверхность (рис. 4). Для заостренного профиля (рис. 5) зона отрыва составляет около 4 % хорды и «подсасывающая сила» полностью отсутствует.

Для оценки влияния на ЭПР радиуса закругления передней кромки крыла летательного аппарата использовался метод физической оптики с фасеточным представлением поверхности объекта [Chatzigeorgiadis F. Development of Code for a Physical Optics Radar Cross Section Prediction and Analysis Application]. Трехмерные геометрические модели рассматриваемых вариантов крыльев с профилями NACA0006–03, NACA0006–33,NACA0006–63 и NACA0006–93 были преобразованы в фасеточные поверхности, содержащие 9932, 26200, 32292 и 35596 фасет. Выбор числа элементов модели характеризуется тем, что максимальный размер фасеты должен быть значительно меньше длины облучающей волны (более чем в 10 раз).

Как и следовало ожидать, наибольший радиус закругления носка профиля, обеспечивающий максимальное значение аэродинамического качества, соответствует максимальной величине ЭПР (рис. 6). Определенный компромисс между аэродинамическим качеством и характеристиками заметности рассмотренного крыла может быть достигнут в диапазоне радиусов закругления от 1 до 3 мм. Для больших радиусов закругления ЭПР крыла можно уменьшить с помощью поглотителей электромагнитного излучения. Расчеты ЭПР, выполненные методом ФО, показывают, что применение этого РПП позволяет снизить максимальную величину ЭПР крыла с профилем NACA0006–93 с 2 до 0,01 м2 (рис. 7). Толщина слоя радиопоглощающего покрытия составила 1,2 мм.

Экспериментальные поляры трех прямых крыльев без сужения с одинаковым удлинением 5, относительной толщиной профилей 4,5 % и острой передней кромкой показаны на рис. 8 [«Полет», 2012, № 10]. Отличие крыльев заключается в разной срединной поверхности. Крыло ТМ031 построено по симметричному профилю и имеет, соответственно, плоскую срединную поверхность. В сечениях крыла ТМ032 установлен профиль S-образной формы срединной линии относительно умеренной амплитуды, а в сечениях крыла ТМ033 амплитуда S-образной деформации срединной линии максимальна. S-образная деформация срединной поверхности крыльев ТМ032 и ТМ033 была постоянна по размаху, что не является рациональным решением для возврата подсасывающей силы по всей передней кромке крыла, так как даже для прямого крыла струйки тока вдоль размаха подходят под разными углами к передней кромке. Угол наклона струйки тока будет уменьшаться вдоль размаха крыла, и для усиления эффекта возврата подсасывающей силы амплитуда S-образной формы должна убывать. Как видно из графиков рис. 8, крылья с неплоской срединной поверхностью имеют аэродинамическое качество, существенно превышающее качество крыла с симметричным профилем. При этом чем интенсивнее амплитуда S-образной деформации срединной поверхности, тем выше коэффициент подъемной силы, при котором поляра неплоского крыла касается некоторой огибающей поляры, построенной для гипотетического крыла с затупленной передней кромкой.

Очевидно, что всегда можно подобрать такую амплитуду деформации срединной линии, которая будет касаться огибающей поляры при заданном коэффициенте подъемной силы. Например, для крыла ТМ032 касание огибающей поляры происходит при значениях коэффициента подъемной силы в районе 0,5, а для крыла ТМ033 — в районе 0,7. Искривление срединной поверхности крыла с острой передней кромкой, которая плавно обтекается при заданном угле атаки или коэффициенте подъемной силы, может иметь бесконечное количество форм, от S-образной до простого симметричного прогиба по закону параболы. Крыло с любой формой срединной поверхности, которая обеспечит нулевой перепад давления на острой передней кромке, будет эквивалентно по аэродинамическому качеству крылу с плавно обтекаемой затупленной передней кромкой при одном угле атаки или при одном значении коэффициента подъемной силы. На всех других режимах полета крыло с острой передней кромкой уступит крылу с затупленной передней кромкой. Следовательно, для летательного аппарата с протяженным крейсерским режимом полета можно спроектировать срединную поверхность с острой передней кромкой так, что аэродинамическое качество на этом режиме полета не будет уступать аэродинамическому качеству летательного аппарата с крылом, имеющим обычную затупленную переднюю кромку.

Таким образом, на базе численных решений уравнений Навье — Стокса установлено, что при значениях радиуса закругления носка профиля rн менее 3 мм при относительной толщине профиля 6 % и хорде 1 м в значительной мере снижается аэродинамическое качество крыла, а при rн более 3 мм существенно возрастает величина ЭПР. На примере экспериментальных исследований прямых крыльев с относительной толщиной профилей 4,5 %, удлинением 5 и различной деформацией срединной поверхности показано, что неплоские крылья с острой передней кромкой имеют минимальный уровень ЭПР и могут быть при заданном значении коэффициента подъемной силы эквивалентны по аэродинамическому качеству крыльям с обычной затупленной передней кромкой.

Ваш комментарий будет первым

Написать ответ

Выш Mail не будет опубликован


*


Рейтинг@Mail.ru Яндекс.Метрика