УДК 533.69

ИССЛЕДОВАНИЕ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ДВОЙНОГО КРЫЛА БЕСКОНЕЧНОГО РАЗМАХА С ПРОФИЛЕМ NACA-0012 В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ХОРДЫ И ВЕРТИКАЛЬНОГО ИНТЕРВАЛА В ПАКЕТЕ ANSYS CFX

Салманов Эддуард Геннадиевич
Уфимский государственный авиационный технический университет
бакалавр по специальности авиастроение

Аннотация
Статья посвящена исследованию численными методами в пакете Ansys CFX аэродинамической подъемной силы двойного крыла бесконечного размаха с профилем NACA 0012 в зависимости от таких геометрических параметров как хорда и вертикальный интервал между несущими поверхностями. Подбирались наиболее выгодные значения вертикального расстояния с шагом 0,05 м для хорд крыла 0,25, 0,5, 0,75, 1 м. Исследования показали, что подъемная сила перестает существенно увеличиваться при отношении вертикального интервала к хорде крыла от 1,05 до 1,6. Это связано с тем, что вредное взаимное влияние несущих поверхностей крыла минимально при этих значениях. Средняя погрешность метода составляет 22,73%.

Ключевые слова: аэродинамика, двойное крыло, зависимость от геометрических параметров, лифт, подъемная сила, численное моделирование аэродинамических процессов


RESEARCH THE LIFT OF THE DOUBLE INFINITE-SPAN WING WITH A NACA-0012 PROFILE DEPENDING ON THE CHORD AND THE VERTICAL INTERVAL USING ANSYS CFX

Salmanov Eduard Gennadyevich
Ufa state aviation technical university
bachelor

Abstract
The article investigates aerodynamic lift of the double infinite-span wing with a NACA-0012 profile, depending on the geometric parameters such as the chord and the vertical interval between the bearing surfaces using the numerical methods in the Ansys CFX. The most favorable values of the vertical distance with a pitch of 0.05 m for the wing chord 0.25, 0.5, 0.75, 1 m were selected. Research shows that the lift ceases to increase significantly when the ratio of the vertical interval to the chord of the wing from 1.05 to 1.6. It is connected with the fact that the adversely mutual effect of bearing surfaces of the wing is minimal at these values. The average error of methods is 22.73%.

Keywords: aerodynamic, Ansys CFX, dependence on geometrical parameters, double wing, numerical modeling of aerodynamic processes


Рубрика: 05.00.00 ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ

Библиографическая ссылка на статью:
Салманов Э.Г. Исследование подъемной силы двойного крыла бесконечного размаха с профилем NACA-0012 в зависимости от хорды и вертикального интервала в пакете Ansys CFX // Современные научные исследования и инновации. 2016. № 8 [Электронный ресурс]. URL: http://web.snauka.ru/issues/2016/08/71052 (дата обращения: 19.11.2016).

Введение

В настоящей работе рассматривается подъемная сила Y двойного крыла с профилем NACA-0012 в зависимости от вертикального интервала между несущими поверхностями и хорды. С точки зрения аэродинамики, для данной задачи является важным учет взаимного расположения несущих поверхностей вследствие их взаимного влияния на аэродинамические характеристики друг друга и в целом. Двойное крыло имеет свои преимущества (устойчивость к срыву потока, например) и недостатки (повышенное аэродинамическое сопротивление) по сравнению с простым. Данная конструкция предоставляет широкое поле для аэродинамических и прочностных исследований, что связано с особенностями её обтекания.

Постановка задачи и физическая модель.

При исследовании данной задачи будем рассматривать обтекание двойного крыла бесконечного размаха с профилем NACA 0012. Координаты вершин профиля, а также данные продувки в аэродинамической трубе Cy и Cx взяты из справочника авиационных профилей [1, с. 104]. Угол атаки нижней несущей поверхности α=16°, верхней – α=18°. Данные углы были выбраны в качестве наиболее выгодных, исходя из численного моделирования аэродинамических характеристик профиля NACA 0012, показанных на рисунке 1. Хорда профиля нижней и верхней несущих поверхностей постоянна, b, однако расстояние между ними, h, будем варьировать, начиная с 0,25 м, с шагом 0,05 м (для b=0,25 м начнем с h=0,1 м). Вместе с этим будет изменяться вынос верхней поверхности относительно нижней – l (рисунок 2).


Рисунок 1. Аэродинамические характеристики профиля NACA 0012


Рисунок 2. Геометрические параметры двойного крыла.

Среда – воздух, плотность ρ=1,25 кг/м3, температура t=25°С.

Расчетная область представлена на рисунке 3. Границы расчетной области не оказывают никакого влияния на результаты расчета (для b=1 м расстояние от крыла до границ расчетной области больше длины хорды более чем в 5 раз). Для экономии ресурсов компьютера будем рассматривать обтекание крыла на участке шириной 0,01 м. Скорость потока Vх=210 м/с, Vy=Vz=0.


Рисунок 3. Геометрические параметры расчетной область

Методика расчетов и результаты

Решение данной задачи производилось пакете Ansys CFX. Была создана сетка (рисунок 4, 5) с общим количеством ячеек 187262. Геометрическая форма расчетной области обеспечивает минимальную скошенность ячеек получаемой расчетной сетки, что необходимо для более точных вычислений. Параметры, использованные для создания сетки показаны на рисунке 6.


Рисунок 4. Общий вид вычислительной сетки


Рисунок 5. Размельчение сетки у профиля крыла


Рисунок 6. Общие параметры сетки

При решении данной задачи была использована математическая модель турбулентности переноса касательных напряжений SST (двухслойная модель Ментера) использующая модель k-ω в пристеночной области и преобразованную модель k-ε вдали от стенки. При расчетах характеристик обтекания аэродинамических поверхностей использование модели турбулентности SST приводит к более высокому результату [2, с.67]. Также данная модель позволяет сэкономить вычислительные ресурсы.

Граничные условия показаны на рисунке 7 – inlet: cart. vel. components, U=
210 [m s^-1]; outlet: relative pressure = 0 [Pa]; opening: relative pressure = 0 [Pa]; symmetry – боковые границы расчетной области.


Рисунок 7. Граничные условия на расчетной области

Аналогичная расчетная область, сетка и граничные условия применялись для численного моделирования аэродинамических характеристик профиля NACA 0012. Результат имеет погрешность, связанную с методикой расчета и с введенными допущениями в модель турбулентности. Среднее значение погрешности составляет 22,73%.

Результаты численного моделирования отображены в таблицах 1-2. Были найдены значения подъемной силы Y, силы сопротивления X, выноса l и вертикального расстояния между несущими поверхностями h для хорд 0,25 м, 0,5 м, 0,75 м, 1 м. Отсюда видно, что при увеличении расстояния между несущими поверхностями h и выносе l растет подъемная сила и сила сопротивления. Это связано с тем, что зона высокого давления под верхней несущей поверхностью соприкасается с зоной пониженного давления над нижней (рисунок 8, 9). В этом проявляется вредное взаимное влияние несущих поверхностей, и вследствие этого происходит снижение подъемной силы.


Рисунок 8. Распределение давлений при h=0,5 м, b=1 м


Рисунок 9. Распределение давлений при h=1,2 м, b=1 м

Таблица 1 – Результаты вычислений для хорд длиной 0,5, 0,75 и 1 м

h, м l, м
b=1 м
b=0,75 м b=0,5 м
Y, Н X, Н Y, Н X, Н Y, Н X, Н
0,25 0,076 488,076 25,9536 411,711 18,3568 308,274 11,975
0,3 0,092 521,561 25,5787 432,038 18,8217 320,366 12,4678
0,35 0,107 545,694 26,061 446,111 19,3364 336,318 12,2235
0,4 0,123 555,993 27,2454 460,438 19,5688 342,343 13,6643
0,45 0,139 579,046 27,7427 467,3 20,5519 347,738 14,1762
0,5 0,154 591,397 28,3762 478,982 21,04 355,476 14,1714
0,55 0,169 598,75 29,1027 490,197 21,6552 362,862 14,6719
0,6 0,185 609,766 29,9487 501,375 22,1148 364,086 14,7363
0,65 0,2 618,431 30,6388 512,493 22,8792 373,346 15,0114
0,7 0,216 632,206 31,1866 519,528 23,266 375,881 15,3529
0,75 0,231 642,92 31,9163 524,862 23,7364 375,773 15,6909
0,8 0,247 658,147 31,8048 530,319 23,9787 383,305 15,5829
0,85 0,262 659,97 32,9375 535,696 24,4672 384,278 15,9548
0,9 0,277 668,46 33,6584 543,431 24,3771 383,641 15,7541
0,95 0,293 678,6 33,8037 547,924 25,1226 386,345 16,0436
1,0 0,308 676,828 34,8436 553,024 25,6364 387,271 15,88
1,05 0,324 699,765 34,7369 552,066 25,5667 - -
1,1 0,339 691,261 35,3509 560,387 25,4474 - -
1,15 0,355 698,878 35,714 560,685 25,9665 - -
1,2 0,37 698,2 36,127 560,802 25,757 - -

Таблица 2 – Результаты вычислений для хорды длиной 0,25 м

h, м l, м b=0,25 м
Y, Н X, Н
0,1 0,031 144,737 5,91345
0,15 0,046 159,424 6,34998
0,2 0,062 149,749 18,1407
0,25 0,076 176,589 9,30657
0,3 0,092 183,181 10,2854
0,35 0,107 140,12 16,7691
0,4 0,123 159,454 11,9965
0,45 0,139 143,6827 12,34312
0,5 0,154 144,289 12,6606

Отсюда видно, что на расстояниях h > (1,05…1,6)b подъемная сила становится наибольшей и далее практически не меняется, в отличие от силы сопротивления. Это говорит о том, что взаимное влияния несущих поверхностей крыла здесь минимально, и увеличивать расстояние далее не имеет смысла.

Двойное крыло применяется, например, в конструкции бипланов, правда, стоит отметить, их скорость полета намного меньше 210 м/с. Многие конструкторы останавливаются на оптимальном значении отношения вертикального интервала между двумя крыльями биплана к хорде крыла от 1 до 1,5. Дальнейшее увеличение интервала вплоть до значения 2 также вызовет уменьшение сопротивления и увеличение подъемной силы, но крайне несущественно [3]. Полученные значения расстояний между крыльями попадает в этот диапазон.

Полученные наиболее выгодные значения выноса и вертикального расстояния между несущими поверхностями крыла в зависимости от хорды приведены в таблице 3.

Таблица 3 – Оптимальные значения выноса и вертикального расстояния между несущими поверхностями крыла в зависимости от хорды

b, м h, м l, м
0,25 0,3 0,09
0,5 0,8 0,25
0,75 1,1 0,34
1 1,05 0,32

Были установлены зависимости h=f(b) и l=f(b) путем аппроксимации кривой (рисунок 10). Здесь R2 – величина достоверности аппроксимации.


Рисунок 10. Графики зависимости h=f(b) и l=f(b)

Стоит отметить, что профили несущих поверхностей также могут оказывать существенное влияние на аэродинамические характеристики и геометрические параметры двойного крыла.

Заключение

Подъемная сила двойного крыла в значительной степень зависит от расстояния между несущими поверхностями. Это связано с тем, что зона высокого давления под верхней несущей поверхностью соприкасается с зоной пониженного давления над нижней. Оптимальное значение отношения вертикального интервала между несущими поверхностями к хорде крыла составляет h > (1,05…1,6)b. При дальнейшем увеличении интервала подъемная сила существенно не меняется. Получены зависимости
h=f(b) и l=f(b), которые справедливы для профиля NACA 0012.


Библиографический список
  1. Справочник авиационных профилей – КАИ. URL: http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf (дата обращения 15.07.2016).
  2. Вождаев В.  Расчет аэродинамических характеристик крыла с использованием программного комплекса ANSYS CFX // САПР и графика: электронный журнал 2’2011. URL: http://www.sapr.ru/article.aspx?id=22024&iid=1006. (дата обращения 15.07.2016).
  3. По материалам статьи К. Ристина “Секреты бипланов” из журнала “Model Airplane News”. Особенности самолетов с двумя крыльями. Секреты бипланов // Авиамоделизм – мир увлеченных: электронный журнал. URL: http://www.avmodels.ru/models/useful/biplan.html. (дата обращения 10.08.2016).


Все статьи автора «Салманов Эдуард Геннадиевич»


© Если вы обнаружили нарушение авторских или смежных прав, пожалуйста, незамедлительно сообщите нам об этом по электронной почте или через форму обратной связи.

Связь с автором (комментарии/рецензии к статье)

Оставить комментарий

Вы должны авторизоваться, чтобы оставить комментарий.

Если Вы еще не зарегистрированы на сайте, то Вам необходимо зарегистрироваться:
  • Регистрация