Аэродинамическое проектирование компоновок крыльев учебно-тренировочного и пилотажного самолетов

Введение

Повышенный уровень аварий учебно-тренировочных самолетов (УТС) связан с отсутствием временной возможности для исправления ошибок пилотирования. Согласно статистическим данным [1] большая часть несчастных случаев происходит во время посадки и отработки маневров при совершенствовании летного мастерства. Среди них потеря управления самолетом является наиболее часто упоминаемым причинным фактором и распространенным случаем в цепочке предшествующих событий, связанных с выходом самолета на большие углы атаки и последующим «сваливанием» [2, 3]. Скорость начала сваливания определяется нагрузкой на крыло и значением коэффициента максимальной подъемной силы крыла. Характеристики сваливания зависят от формы крыла в плане, аэродинамических характеристик и наличия геометрической крутки сечений крыла. Превышение критического угла атаки может привести к отрыву потока с большей части верхней поверхности крыла и существенной потере подъемной силы, а также увеличению сопротивления, что приводит к быстрой потере высоты полета. Неравномерное развитие отрыва потока с консолей крыла может также вызвать авторотацию самолета с возможным переходом в режим штопора, выход из которого требует наличия большей высоты и скоординированных действий пилота [4].

Безопасность управления УТС можно повысить за счет использования наземных тренажеров для отработки методики управления самолетом на критических режимах полета. Важное влияние может также оказать разработка компоновок крыла самолета с благоприятными характеристиками сваливания на больших углах атаки. Основными факторами, которые определяют благоприятные характеристики сваливания, являются адекватное предупреждение пилота о начале сваливания, постепенное его развитие с увеличением угла атаки без тенденции к возникновению вращения относительно продольной оси и потери управляемости самолета. Большая часть этих характеристик может быть обеспечена на этапе предварительного проектирования крыла. Выбор профилировки и защита концевых сечений крыла от преждевременного отрыва потока на больших углах атаки обеспечивают сохранение эффективности элеронов, необходимое для исключения «опрокидывания» (upset) на крыло [5, 6].

Отсутствие механизации передней кромки у большинства легких самолетов создает дополнительную проблему, связанную с обеспечением безопасности режимов полета на малых скоростях. Используемая на ряде компоновок крыла специальная «зубчатая» геометрия передней кромки, а также установка гребней и вихрегенераторов на верхней поверхности позволяют устранить развитие локальных зон отрыва потока по размаху без серьезных изменений конфигурации на заключительных этапах разработки компоновки крыла [7]. Плавное снижение несущих свойств крыла на больших углаx атаки и обеспечение эффективности хвостового оперения требует также тщательной отработки геометрии зализа в месте сопряжения крыла с фюзеляжем. Последнее особенно важно для компоновок самолетов с нижним расположением крыла.

Существуют различные методы и приемы проектирования крыла самолета, которые соответствуют определенным этапам проектирования. У разных разработчиков детали каждого этапа будут отличаться, однако в конечном продукте должны быть учтены все основные требования заказчика. Для начального этапа аэродинамического проектирования крыла УТС такими требованиями являются толщины профилей в базовых сечениях крыла, а также взлетно-посадочные дистанции, скорости сваливания и захода на посадку.

В работе представлены результаты аэродинамического проектирования компоновок крыльев учебно-тренировочного и пилотажного самолетов, включающие разработку профилей с повышенным уровнем несущих свойств и проектирование эффективной взлетно-посадочной механизации. Выбор геометрических параметров профилей выполнен с учетом сохранения эффективности элеронов и благоприятного поведения аэродинамических характеристик на больших углах атаки и скольжения. Эффективность разработанных компоновок крыльев подтверждена в испытаниях моделей самолетов в малоскоростных аэродинамических трубах
ЦАГИ и СибНИА.

Краткое описание компоновок самолетов и параметров крыла

Легкий двухместный УТС «Сапсан» (главный конструктор П.Г. Ткаченко, 1994 год) с взлетным весом Go = 1 300 кг (G/S = 131 кг/м²) предназначен для первоначального обучения пилотов. Компоновка самолета выполнена по схеме с низкорасположенным крылом с удлинением  = 7,2 и палубным хвостовым оперением (рис. 1). Кабина экипажа двухместная с тандемным расположением сидений. Силовая установка включает поршневой двигатель (М14П или TIO‑540-W2A) и воздушный винт диаметром 2 м. Шасси трехстоечное, убираемое в крейсерском полете.

Пилотажный самолет акробатической категории типа Су-49, 2000 год, с взлетным весом Go = 1 250 кг (G/S = 90,5 кг/м² – пилотажный вариант) и 1 500 кг (G/S = 109 кг/м² – двухместный вариант УТС) предназначен как для первоначальной и углубленной летной подготовки, так и для поддержания летного мастерства пилотов военной и гражданской авиации. Компоновка самолета (рис. 1) выполнена по аналогичной схеме с УТС «Сапсан». Силовая установка – поршневой двигатель типа М9Ф, мощность 420 л. с. Максимальная/минимальная эксплуатационная перегрузка самолета с взлетным весом 1 250 кг составляет +10/−7 единиц g.

Рассматриваемые компоновки самолетов имеют трапециевидную форму крыла в плане, характеризующуюся следующим набором основных геометрических параметров, а также относительными размерами механизации и элеронов, приведенными в табл. 1.

Требования к профилировке и механизации крыла

Для выбранной типичной трапециевидной формы крыла в плане свободными параметрами, оказывающими влияния на аэродинамическое качество и несущие свойства крыла самолета, в том числе на режимах взлета и посадки, являются геометрия базовых сечений крыла и механизации. Учитывая, что рассматриваемые УТС многорежимные, к ним предъявляются определенные требования к критериям конструктивной приемлемости и аэродинамическим характеристикам крыла с убранной и отклоненной механизацией.

Для УТС «Сапсан» заявленные конструктивные требования к толщинам базовых профилей включают также аэродинамические характеристики: малое сопротивление в крейсерском полете со значением коэффициента подъемной силы крыла Су_кр = 0,28 (М = 0,3) и обеспечение скорости сваливания самолета в посадочной конфигурации не выше 105 км/ч с коэффициентом максимальной подъемной силы крыла Су_max = 2,27.

Для УТС типа Су-49 заявленные конструктивные требования к толщинам базовых профилей дополнены следующими аэродинамическими характеристиками крыла:

• крыло должно иметь малое сопротивление для Су_кр » ±0,5 (прямой и перевернутый полет с максимальной скоростью), а также обеспечивать эксплуатационный диапазон перегрузок n_y = (−7/+10)g, соответствующий значениям коэффициентов Су = −0,91 и 1,3 (V = 400 км/ч; H = 1 км);
• механизация крыла на режиме посадки должна обеспечивать значение

Профилировка и несущие свойства крыла самолетов-прототипов

Для многорежимных УТС выбор профилировки крыла выполняется на основании анализа поведения аэродинамических характеристик (АДХ) профилей в широком диапазоне углов атаки. Также учитывается их конструктивная приемлемость с позиции распределения толщин по хорде, включая хвостовую часть. На основании данных, приведенных в работе [8], в табл. 2 представлены названия профилей, установленных в корневых и концевых сечениях крыла ряда УТС и пилотажных самолетов.

Из приведенных данных следует, что для профилировки крыла УТС используются различные наборы профилей, на выбор которых влияют как геометрия, так и результаты их испытаний в аэродинамических трубах. Обобщенные результаты влияния относительной толщины профилей на значения Cy_max и их связь с типом отрыва потока с верхней поверхности показаны на рис. 2 для ряда серий профилей NACA.

Отрыв потока с верхней поверхности носка тонкого профиля с последующим присоединением характеризуется появлением ламинарного «бабла» («пузыря») сразу за передней кромкой профиля. Отрыв вызван высокими значениями градиента давления после существенного ускорения потока в носовой части профиля с малым радиусом передней кромки. С увеличением угла атаки происходит прогрессивный рост протяженности «пузыря» до достижения им положения задней кромки и существенное снижение коэффициента подъемной силы.

Отрыв с передней кромки профилей с относительной толщиной 8…12 % с образованием короткого «бабла» протяженностью около 1 % хорды, наблюдаемый на умеренных углах атаки (a), уменьшается в размере с увеличением a. Этот «бабл» оказывает ограниченное влияние на распределение давления, а также продолжающийся рост носового пика разрежения и подъемной силы до критического угла атаки. Резкий срыв потока с хвостовой части профиля и значительные изменения коэффициентов подъемной силы и момента тангажа происходят на закритических углах атаки.

Благоприятное изменение АДХ наблюдается при возникновении и последующем плавном развитии отрыва потока с задней кромки профилей с относительными толщинами, равными или превышающими значение 12 %. Обтекание верхней поверхности таких профилей практически безотрывное до углов атаки, близких к 10°. В области критического угла атаки протяженность отрыва составляет около 50 % хорды профиля. Отмеченные особенности обтекания профилей указанных толщин определили целесообразность их выбора для компоновок крыла УТС.

Несущие свойства крыла, определяемые значениями коэффициента подъемной силы крыла при малых скоростях полета, оказывают существенное влияние на минимальные скорости полета, характеристики маневренности, а также на взлетно-посадочные дистанции самолета. Максимальный коэффициент подъемной силы крыла, определяемый суммированием значений Cy_max крыла в крейсерской конфигурации и приращений DCy_max от отклонения механизации, является одним из приоритетов при разработке компоновок крыла малоскоростных самолетов.

Для выбранных компоновок трех легких самолетов с поршневой силовой установкой, а также для современного турбовинтового самолета акробатической категории PC-21 выполнена оценка значений Cy_max самолета в посадочной конфигурации крыла. В качестве исходных данных использованы значения удельных нагрузок на крыло и заявленные скорости сваливания самолетов в посадочной конфигурации крыла. Данные взяты из доступных информационных источников в интернете ^{1 2 3 4}. Для УТС Як-152 значение Cy_max крыла в посадочной конфигурации взято из статьи в журнале «Полет» [10]. Плановые проекции рассмотренных компоновок самолетов показаны на рис. 3, основные технические характеристики базовых конфигураций без подвески легкого вооружения под крылом приведены в табл. 3.

Из полученных результатов проведенной оценки следует, что заявленные требования к максимальным значениям коэффициентов подъемной силы проектируемых компоновок крыла самолетов УТС «Сапсан» (Cy_max = 2,27) и  пилотажного типа Су-49  находятся в диапазоне аналогичных значений для крыльев самолетов, приведенных в табл. 3. Рабочий диапазон значений Су в полете с выпущенной механизацией ограничивается величинами минимальной и максимальной скоростей, предотвращающими попадание самолета в ситуацию неуправляемого полета, а также превышение эксплуатационных ограничений.

При использовании типичного варианта механизации задней кромки крыла УТС (однощелевой поворотный закрылок) превышение заявленных значений Cy_max крыла может быть достигнуто за счет разработки новых профилей с повышенным уровнем несущих свойств и проектирования механизации с благоприятным характером обтекания верхней поверхности закрылков в посадочной конфигурации.

Методика аэродинамического проектирования компоновок крыльев с повышенным уровнем несущих свойств

Целью аэродинамического проектирования является разработка базовых профилей крыла, определение геометрии и положения закрылков на режимах взлета и посадки. Исходными данными являются приведенные ранее требования к относительным толщинам профилей в базовых сечениях крыла, размеру хорд проектируемой механизации, а также к уровню максимальных значений Cy_max крыла с отклоненной механизацией в посадочной конфигурации.

Выбранный в работе подход к выбору расчетных методов проектирования заключался в сочетании сложности их использования и требуемых затрат с заявленной целью. Принятый в итоге вариант интеграции численных методов расчета АДХ сечений крыла с убранной и отклоненной механизацией [11] (CFD software) с методикой оценки значений коэффициентов максимальной подъемной силы на режимах взлета и посадки
(DATCOM 1978), приведенной в работe [12], оказался наиболее приемлемым для начального этапа проектирования. Последующие расчеты АДХ компоновки УТС «Сапсан» с убранной и отклоненной механизацией проведены с использованием нелинейного метода вихревой решетки [13].

Методика проектирования профилей с повышенным уровнем несущих свойств, а также относительно малыми значениями сопротивления в крейсерском полете и умеренными величинами момента тангажа на пикирование разработана ранее на основании результатов расчетных и экспериментальных исследований малоскоростных профилей серии П4, предназначенных для самолетов авиации общего назначения [14]. Увеличение несущих свойств профилей при малых скоростях полета обеспечивается за счет целевого выбора геометрических параметров, характеризующих величины и положения максимальных значений вогнутости и толщин профилей, а также использования специальной профилировки носовой части, обеспечивающей скругленную форму распределению давления с умеренными градиентами восстановления на больших углах атаки и плавное развитие отрыва потока с задней кромки. Беспиковый характер распределения давления в носовой части профиля в сочетании с ослабленным диффузором, обусловленным передним положением максимальной толщины, обеспечивает безотрывный характер обтекания верхней поверхности до значений коэффициента подъемной силы, равных
, а также сохранение умеренных значений сопротивления и момента тангажа. Последующее плавное развитие диффузорного отрыва с увеличением угла атаки обеспечивает достижение значений коэффициента Су_max = 1,8…1,9 в компоновках крыла моделей легких самолетов [15] на малых скоростях полета с числами Маха М = 0,15…0,20.

Процесс проектирования механизации УТС включал учет конструктивных ограничений на размер хорды и размах закрылков, а также требований к уровню максимальных значений Cy_max крыла с отклоненной механизацией в посадочной конфигурации. Наличие запрета на изменение геометрии внешних участков закрылков, соответствующих крейсерской конфигурации крыла, ограничивает возможности проектирования механизации только участками, убирающимися внутрь конструкции крыла. Для построения внутренних участков геометрии, а также их плавного сопряжения с внешними участками закрылка использованы кривые сплайна Безье (NURBS) третьего порядка. Выбор положений механизации на режимах взлета и посадки выполнен с использованием результатов расчета АДХ сечений крыла, определенных в рамках моделирования решения уравнений Навье – Стокса, осредненных по Рейнольдсу (RANS). 

Расчет АДХ компоновки УТС «Сапсан» с убранной и отклоненной механизацией выполнен в рамках квазитрехмерного метода моделирования вязких эффектов и реальной геометрии элементов компоновки самолета [14]. В этом методе схематизация компоновки осуществляется с помощью тонких несущих поверхностей, параллельных продольной оси самолета. Далее, вместо выполнения граничных условий непротекания, характерных для линейного метода вихревой решетки, устанавливается связь между значениями циркуляции в продольных сечениях элементов компоновки и расчетных характеристик профилей в этих же сечениях, в том числе с отклоненной механизацией. Такой переход к новым граничным условиям, осуществленный в рамках предположений о невязком характере взаимодействия между смежными сечениями несущих элементов компоновки самолета (через поле давления) и дозвуковом режиме обтекания, позволяет итерационно решить задачу определения коэффициентов подъемной силы, сопротивления и момента тангажа с учетом двумерного влияния вязкости в широком диапазоне углов атаки, включая режимы отрывного обтекания вблизи C_Уmax. На рис. 4 в качестве примера показано сравнение результатов расчета АДХ модели легкого транспортного самолета в посадочной конфигурации  с экспериментальными данными, полученными в аэродинамической трубе (АДТ) Т-102 ЦАГИ [16].

Результаты и обсуждение

Отличие заявленных конструктивных требований к толщинам базовых профилей, геометрическим параметрам механизации и аэродинамическим характеристикам привело к необходимости раздельного проектирования геометрии компоновок крыльев для каждого самолета.

Проектирование компоновки крыла УТС «Сапсан»

Повышенный уровень несущих свойств крыла самолета с убранной механизацией при малых скоростях полета обеспечен применением в компоновке крыла двух новых базовых профилей П3-16А (  = 16 %) и П3‑12А (  = 12 %), установленных в корневом и концевом сечениях крыла. Сравнение геометрии этих профилей с профилями NACA, используемыми  в ряде компоновок крыльев УТС, показано на рис. 5.

Отличия в геометрии носовых частей, а также в положениях вогнутости и толщин разработанных профилей привели к изменению характера распределения давления и повышению несущих свойств по сравнению с рассматриваемыми профилями NACA. Результаты сравнения расчетных характеристик профилей для двух характерных углов атаки: a = 10° (режим безотрывного обтекания) и 16° (режим Cy_max), полученные с использованием программы VISTRAN [10], приведены на рис. 6.

Пониженный уровень пиков разрежения и градиентов давления в носовой части, реализуемый в сочетании с ослабленным диффузором верхней поверхности, обеспечил разработанным профилям заметное преимущество в значениях Cy_max по сравнению с рассматриваемыми профилями NACA. Это преимущество достигнуто в условиях сохранения близких значений сопротивления в крейсерском полете и моментов тангажа относительно четверти хорды (рис. 7).

Для увеличения подъемной силы крыла на режимах взлета и посадки разработан упрощенный вариант механизации задней кромки в виде однощелевого поворотного закрылка с относительной хордой 30 %. Выбор геометрии и положения закрылка в посадочной конфигурации выполнен из условия обеспечения безотрывного характера обтекания верхней поверхности в натурных условиях обтекания. Геометрия и взлетно-посадочные положения закрылка, а также расчетные зависимости Cy(a) с убранной и отклоненной механизацией при трубных и натурных значениях чисел Рейнольдса показаны на рис. 8 для корневого сечения крыла.

Отрыв потока с верхней поверхности закрылка в посадочной конфигурации (), наблюдаемый в трубных условиях обтекания, отсутствует при натурных значениях числа Рейнольдса, что способствует существенному приращению коэффициента Су на линейном участке и в области критических углов атаки.

Оценка приращений коэффициента максимальной подъемной силы крыла  от отклонения механизации выполнена с использованием методики DATCOM 1978 [12]:

где К – коэффициент коррекции расчетных характеристик 2D, учитывающий влияние 3‑мерных эффектов обтекания крыла,

 – приращение Cy_max сечений крыла от отклонения механизации,

 – относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками,

 – стреловидность передней кромки закрылка.

Следующие приращения коэффициентов максимальной подъемной силы крыла от отклонения закрылков получены в трубных (Re = 1,2 × 10⁶) и натурных (Re = 4,2 × 10⁶) условиях обтекания:

С учетом оценки значений Су_maх крыла с убранной механизацией, равного 1,56 (Re = 1,2 × 10⁶) и 1,63 (Re = 4,2 × 10⁶), расчетный уровень значений Су_maх крыла с отклоненной механизацией составляет

Проектирование компоновки крыла пилотажного самолета типа Су-49

Для удовлетворения заявленных технических требований, а также с учетом конструктивных ограничений на толщины профилей крыла, связанных с размещением убираемого шасси в кессоне крыла, были разработаны новые профили П8-18 (  = 18 %) и П8-12
(  = 12 %) и механизация задней кромки. Сравнение геометрии и параметров новых профилей с профилями аналогичных толщин, рассматриваемых первоначально заказчиком для компоновки крыла, показано на рис. 9.

Новый корневой профиль П8-18 с максимальной вогнутостью`f<sub>max</sub> = 1,51 % и толщиной `t_max = 18 % имеет увеличенный радиус носка  = 3,89%), ограниченную «подрезку» нижней поверхности и ослабленный «диффузор» верхней поверхности, обусловленный передними положениями (Xf, Xt) указанных величин. Одновременно с этим он имеет достаточную конструктивную толщину в диапазоне значений Х = 30–65 % по хорде профиля.

Отсутствие геометрической крутки крыла и требование к обеспечению благоприятного характера обтекания концевых частей крыла как в «прямом», так и «перевернутом» полете обусловили специфический подход к выбору геометрических параметров концевого профиля. Во-первых, профиль должен иметь повышенное по сравнению с корневым профилем значение максимальной вогнутости и смещенное ближе к носку положение максимальной толщины. Во-вторых, «подрезка» нижней поверхности должна практически отсутствовать. И в-третьих, профиль должен иметь достаточно высокое (для своей толщины) значение радиуса носка. Этим требованиям удовлетворяет новый профиль П8-12
(  = 12 %).

Анализ аэродинамических характеристик разработанных профилей выполнен на основании сравнения результатов расчета АДХ с аналогичными характеристиками первоначально выбранных профилей. Результаты расчетов, проведенных с использованием численного метода [11] в широком диапазоне углов атаки, включая критические значения для «прямого» и «перевернутого» положений, представлены в табл. 4 и 5. (Подстрочный индекс «о» в таблицах соответствует значениям аэродинамических коэффициентов при нулевом угле атаки; индекс «max» – значениям Су при положительных величинах критического угла атаки; индекс «min» – значениям Су при отрицательных величинах критического угла атаки; индекс «безотр» – наибольшим значениям Су в отсутствии отрыва потока на верхней поверхности профилей.)

Специальная профилировка носка профиля П8-18 в сочетании с умеренным диффузором хвостовой части обеспечили уровень значений максимальной и минимальной подъемной силы, близкий к характеристикам профиля
П-308-18А при меньших значениях приращения продольного момента на пикирование () при нулевом угле атаки, измеренного относительно четверти хорды.

Профиль П8-12 по несущим свойствам в «прямом» полете заметно превышает уровень симметричного профиля NACA0012 и несколько уступает ему в «перевернутом» положении. Так же, как и ожидалось, профиль П8-12 имеет несколько большие значения продольного момента на пикирование.

Для увеличения подъемной силы крыла самолета на режимах взлета и посадки разработан однощелевой закрылок с хордой В_з = 25 %, отклоняемый в рабочие положения посредством поворота вокруг фиксированной оси. Геометрия и расчетные характеристики механизации в корневом сечении крыла показаны на рис. 10.

Оценка значений Сy_max крыла, проведенная с использованием расчетных характеристик сечений крыла с убранной и отклоненной механизацией, а также относительной площади крыла, обслуживаемой закрылками, показала следующий уровень значений Cy_max крыла в трубных условиях обтекания (М = 0,15; Re = 1,32 × 10⁶):

Результаты испытаний моделей самолетов в малоскоростных АДТ

Компоновки крыльев, разработанные с использованием численных методов вычислительной аэродинамики, были испытаны в полной конфигурации моделей самолетов в малоскоростных АДТ ЦАГИ и СибНИА. Измерение сил и моментов, действующих на модели, выполнено с использованием шестикомпонентных механических весов. Испытания проведены в широких диапазонах углов атаки и скольжения. Отсчет углов атаки выполнен от строительной горизонтали фюзеляжа. Коэффициенты моментов определены относительно условного центра тяжести, расположенного на 25 % средней аэродинамической хорды крыла. Испытания проведены без моделирования работы винтомоторной силовой установки.

Основные результаты испытаний, позволяющие оценить эффективность разработанных компоновок крыльев, приведены для каждой модели самолета.

УТС «Сапсан»

Продольные аэродинамические характеристики модели с тремя углами, отклонением закрылков 0, 20 и 40° и углом установки стабилизатора приведены на рис. 11, а. Взлетная конфигурация испытана с убранным шасси, посадочная – с выпущенным шасси.

Отклонение закрылков приводит к приращению подъемной силы (рис. 11, а) как на линейном участке (DCy_o = 0,48…0,86; dз = 20…40°), так и в области критических углов атаки (DCy_max = 0,58…1,01). Достигнутый в эксперименте уровень значений Су_max модели в посадочной конфигурации (2,52; dз = 40°) превышает заявленное заказчиком значение Су_max  = 2,27. Уровень аэродинамического качества в крейсерской конфигурации при расчетном значении Су_кр = 0,27 составляет »12 единиц.

Боковые характеристики модели, приведенные на рис. 11, b для фиксированного значения угла атаки (a_г = 14°) и изменения углов скольжения в диапазоне β = ±20°, характеризуются в целом благоприятным характером поведения для двух рассмотренных конфигураций крыла. Исключением являются недостаточные запасы поперечной устойчивости по крену (m_x^β = −0,00025 град⁻¹), полученные для трубного положения модели в крейсерской конфигурации и формы крыла, близкой к стапельной. В дальнейших исследованиях этот недостаток может быть устранен за счет установки небольших V-образных законцовок крыла.

Линейный характер поведения зависимостей Cy(a) и m_z(a), наблюдаемый в широком диапазоне углов атаки, свидетельствует о благоприятном характере обтекания элементов компоновки модели с убранной и отклоненной механизацией крыла, в том числе концевых частей крыла. Отрыв потока на околокритических углах атаки, происходящий в корневой части крыла (рис. 11, c), создает благоприятное изменение момента тангажа на пикирование, способствующее уменьшению угла атаки и восстановлению характеристик управляемости самолета.

Эффективность элеронов сохраняется в диапазоне углов отклонения d_э = −25…20° и характеризуется значением производной m_x^dэ = −0,0015 град⁻¹ (d_з = 0; a = 0), которое сохраняется до угла атаки 10°, в том числе и с отклоненным закрылком на угол 40°.

Пилотажный самолет типа Су-49

Результаты испытаний модели самолета с разработанной компоновкой крыла по углам атаки, проведенных в АДТ Т-203 СибНИА, показали хороший уровень АДХ в крейсерской и взлетно-посадочной конфигурациях (рис. 12, а). При достаточно высоких значениях Cy_max модели в крейсерской конфигурации, полученных в «прямом» (1,54) и «перевернутом» (−1,01) положениях полета, разница в значениях аэродинамического качества при крейсерских величинах Су_кр = ±0,5 составляет DК » |2,6| единицы. Достигнутый в эксперименте уровень значений Су_max модели в посадочной конфигурации (2,29; dз = 40°) соответствует заявленному требованию заказчика (Су_max > 2).

Линейный характер поведения зависимостей Cy(a) модели с убранной и отклоненной механизацией в широком диапазоне углов атаки обусловлен благоприятным характером обтекания крыла (рис. 12, в) и, по-видимому, сможет обеспечивать эксплуатационный диапазон перегрузок n_y = (−7/10) g в натурных условиях полета, соответствующий значениям коэффициентов Су = −0,91 и 1,3. Попытка улучшить характер обтекания верхней поверхности крыла, предпринятая за счет установки дополнительно носового наплыва в месте сопряжения передней кромки крыла с боковой поверхностью фюзеляжа, не увенчалась успехом.

Прогнозирование значений Cy_max УТС «Сапсан» в натурных условиях обтекания

Заметное отличие условий испытаний моделей в АДТ от натурных условий полета затрудняет расчет летно-технических характеристик самолета и требует коррекции трубных результатов на учет масштабного эффекта, а в некоторых случаях и на сжимаемость потока. Созданию методик пересчета трубных результатов на натурные условия обтекания посвящен ряд работ, опубликованных в отечественной и зарубежной литературе. Предлагаемые в этих работах методики базируются в основном на двух подходах. В первом из них используются полуэмпирические соотношения, полученные на основе сопоставления результатов летных испытаний и данных многочисленных исследований моделей в аэродинамических трубах [17, 18]. Второй подход основан на использовании результатов численных методов прямого расчета АДХ самолета в трубных и натурных условиях полета.

Для коррекции трубных значений Cy_max модели самолета на учет масштабного эффекта использован квазитрехмерный метод [13], с помощью которого были выполнены расчеты обтекания компоновки самолета при трубных (М = 0,15; Re = 1,2 ‧ 10⁶; рис. 13, а) и натурных (М = 0,15; Re = 4,3 ‧ 10⁶; рис. 13, б) числах Рейнольдса. Полученная на основании этих расчетов разность в значениях коэффициентов Су_max использована для коррекции трубных значений Су_max на влияние числа Рейнольдса. Ожидаемые потери подъемной силы крыла на балансировку (DCy_б) оценены с учетом относительного плеча горизонтального оперения `Lго = 3,32 и расчетных значений момента тангажа.

С оценкой потерь несущих свойств крыла самолета на балансировку (DCy_б) ожидаемые сбалансированные значения Су_max в натурных условиях полета могут составить:

Заключение

С использованием численных методов вычислительной аэродинамики выполнено проектирование компоновок крыла УТС «Сапсан» (Go = 1 300 кг) и пилотажного самолета акробатической категории типа Су-49 (Go = 1 250 кг), включающее:

• разработку корневых (  = 16 и 18 %) и концевых ( = 12 %) профилей с повышенным уровнем несущих свойств при малых скоростях полета (Cy_max=1,7…1,8 – УТС и Cу_max = 1,6 – пилотажный самолет), пониженными значениями сопротивления на повышенных углах атаки относительно рассматриваемых других профилей и умеренными величинами момента тангажа при нулевых углах атаки (| mz_o| £ 0,05);
• проектирование эффективной механизации задней кромки крыла с безотрывным характером обтекания верхней поверхности закрылков в посадочной конфигурации;
• оценку несущих свойств крыла на режимах взлета и посадки.

Последующие испытания разработанных крыльев в компоновках моделей самолетов, проведенные в малоскоростных аэродинамических трубах ЦАГИ и СибНИА (M = 0,15; Re = 1,2…1,35 × 10⁶), показали уровень несущих свойств крыла, превышающий заявленные требования, и благоприятный характер поведения продольных и боковых характеристик.

Так, экспериментальное значение Су_max модели УТС «Сапсан» в посадочной конфигурации (Су_max = 2,52; dз = 40°) превышает заявленное заказчиком требование (2,27). Отрыв потока на околокритических углах атаки, отсутствующий в концевых сечениях крыла и происходящий в корневой части крыла, способствует сохранению эффективности элеронов и создает благоприятное изменение момента тангажа на пикирование, способствующее уменьшению угла атаки. Для боковых характеристик модели отмечается в целом благоприятное поведение в рассмотренных конфигурациях крыла: крейсерской и посадочной.

При достаточно высоких значениях Cy_max модели пилотажного самолета типа Су-49, полученных в крейсерской конфигурации в «прямом» (Су_max = 1,54) и «перевернутом» (−1,01) положениях полета, разница в значениях аэродинамического качества при величинах Су_кр = ±0,5 составляет DК » 2,6 единицы. Достигнутый в эксперименте уровень значений Су_max модели в посадочной конфигурации (Су_max = 2,29; dз = 40°) соответствует заявленному требованию заказчика (Су_max > 2). Линейный характер поведения зависимостей Cy(a) модели с убранной и отклоненной механизацией в широком диапазоне углов атаки, по-видимому, сможет обеспечивать эксплуатационный диапазон перегрузок n_y = (−7/10) g в натурных условиях полета, соответствующий значениям коэффициентов Су = −0,91 и 1,3 в натурных условиях полета.

Коррекция трубных значений Cy_max модели УТС «Сапсан» на учет масштабного эффекта, проведенная с использованием результатов расчета обтекания компоновки самолета при трубных и натурных числах Рейнольдса в условиях обтекания в рамках квазитрехмерного моделирования и оценки ожидаемых потерь на балансировку (DCy_б), показали следующий уровень сбалансированных значений Су_max:

Достигнутый уровень значений Cy_max крыла моделей в посадочной конфигурации, разработанных в конце прошлого и в начале настоящего столетий, превышает аналогичные значения некоторых УТС, в том числе разрабатываемых в настоящее время.