УЛУЧШЕНИЕ АЭРОДИНАМИКИ КРЫЛА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА С ПОМОЩЬЮ ЗАКОНЦОВКИ ТРЕУГОЛЬНОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ

В статье изучена возможность улучшения аэродинамических характеристик типичного крыла пассажирского самолета со сверхкритическим профилем с помощью пассивных устройств треугольной формы в плане большой относительной площади, установленных на передней кромке в концевой части крыла. Рассмотрено использование треугольных выступов различных конфигураций в виде концевых устройств, потенциально усовершенствующих либо полностью заменяющих классические законцовки типа винглет Уиткомба. В результате плоского и трехмерного численного моделирования обтекания модели прототипа крыла-корпуса DLR-F4, было подтверждено потенциальное преимущество данных устройств, особенно в совокупности с эллиптической несущей законцовкой большой стреловидности, в плане снижения индуктивного сопротивления и роста аэродинамического качества на полетных углах атаки. Рост качества при применении данных устройств обусловлен исключительно падением сопротивления, без увеличения подъемной силы крыла. В сравнении с классическими законцовками, увеличивающими подъемную и боковую силу на конструкцию крыла, треугольный выступ дает такой же рост качества, но при гораздо меньшем росте нагрузок на конструкцию крыла. Приведено исследование характеристик местного, модифицированного, профиля в зоне выступа в двумерной постановке, и количественный анализ влияния выступа как на профильную и индуктивную составляющие сопротивления, так и на общую подъемную силу крыла. Синтез влияния выступа на аэродинамическое качество крыла сложится из его влияния на каждую из этих составляющих. Сравнение эффективности применения треугольного выступа с классическими законцовками было проведено в многодисциплинарной постановке задачи, где помимо коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления были получены изменения величины и распределения нагрузок, действующих на консоль крыла, и максимальных напряжений. Исследование роста нагрузок на конструкцию крыла после установки треугольного выступа подтвердили полученные из вычислительной гидродинамики выводы о том, что выступ не увеличивает и не меняет распределение суммарных сил и моментов, действующих на крыло.

1. La Roche U., La Roche H.L. Induced Drag Reduction using Multiple Winglets, looking beyond the Prandtl-Munk Linear Model. 2nd AIAA Flow Control Conference. 2004. DOI: 10.2514/6.2004-2120

2. Edward J.B.W. Free Flight Measurements of the Drag and Longitudinal Stability of a Transonic M-Wing Aircraft. Bedford Library, 1964.

3. D.A.J. van Ginneken, Mark Voskuijl, Michel J.L. van Tooren. Automated Control Surface Design and Sizing for thePrandtl Plane. AIAA 2010. DOI: 10.2514/6.2010-3060

4. Попов С.А., Гуереш Дж., Кузнецов А.В. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик крыла с треугольным выступом различных конфигураций // Изв. вузов. Авиационная техника. 2016. № 3. DOI: 10.3103/S1068799816030132

5. Сакорнсин Р. Оптимизация аэродинамического облика крыла гидросамолета с поплавком на конце // Труды МАИ. 2012. Вып. 57.

6. Сакорнсин Р. Улучшение аэродинамических характеристик комбинированного крыла путем добавления треугольного выступа // Труды МАИ. 2013. Вып. 65.

7. Сакорнсин Р. Аэродинамический характеристики крыла с выступом при разных углах отклонения выступов и различных компоновках крыла гидросамолета в местах соединения // Труды МАИ. 2013. Вып. 70.

8. Johnson C.S., Barakos G.N. Optimizing Rotor Blades with Approximate British Experimental Rotor Program Tips // Journal of Aircraft. 2014. Vol. 51. № 2. DOI: 10.2514/1.C032042

9. Kandil O.A., Mook D.T., Nayfeh A.H. Subsonic Loads on Wings having Sharp Leading Edges and Tips // Journal of Aircraft. 1976. Vol. 13. № 1. DOI: 10.2514/3.44512

10. Fung Y.C. On the Behavior of a Sharp Leading Edge // Journal of the Aeronautical Sciences. 1953. Vol. 20. Pp. 644–645. DOI: 10.2514/8.2773

11. Whitcomb Richard T. A Design Approach and Selected Wind Tunnel Results at High Subsonic Speeds for Wing-tip Mounted Winglets. NASA Technical Note D-8260. 1976.

12. Nicolas R. El Haddad and Luis Gonzalez. Aerodynamic Design of a Winglet for the Dassault Falcon 10. AIAA 2016. DOI: 10.2514/6.2016-0776

13. Takenaka K., Hatanaka K., Yamazaki W., Nakahashi K. Multidisciplinary Design Exploration for a Winglet // AIAA Journal of Aircraft. 2008. DOI: 10.2514/1.33031