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 C_y и C_x 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 V_х=210 м/с, V_y=V_z=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

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

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

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.

Усилители теплообмена (турбулизаторы) улучшают теплообмен, а также создают эффект “самоочистки” от сыпучих отложений золы на поверхности теплообмена в ряде установок. Кроме того, экономия топлива за счет полного сгорания топлива снижает вредное воздействие уходящих газов на окружающую среду.
Такова была методология обработки экспериментальных данных, полученных в этом эксперименте.
Тепловой баланс установки обозначается следующей формулой:

когда тепловая энергия
Q_отд -это количество тепла, поступающего от горячего воздуха;
Q_восп -количество тепла, получаемого холодным воздухом;
-коэффициент, учитывающий потери тепла от внешней поверхности отопления к окружающей среде.

Q_отд = 3600 •M₁•C_p1 (t₁-t₂); ккал/час (2)

Массовый расход:
 (4)
 (5)

Итак,
ккал/час (6)
ккал/час (7)
Для расчета теплообмена берутся локальные показатели теплопередачи 9 точек трубчатого пучка [1]. На рисунке 1 приведена схема расчета для определения локальной теплопередачи.
Локальная теплоотдача из любой точки луча определяется следующим соотношением.

 (8)

где:
 - удельная тепловая нагрузка равномерно распределяется по всей длине трубы.
Для каждой точки пучка, на котором установлены термопары, локальный теплопередатчик определяется следующими формулами:

; ; , . . . . . , ; (9)

Все изменения локальной теплопередачи характерных точек обусловлены изменениями двух важных параметров -количества числа Re и значений степени закрытия газопровода, что дало возможность построить пространственный график, четко описывающий все эти изменения, т. е. в зависимости от значений Re. можно построить аксонометрические проекции локальных теплопередач точек 1-9, рассчитанные по формулам 9.
На рисунке 2, используя компьютерную программу Microsoft Exel, построен график изменений локальной теплопередачи в точках 1-9 в виде аксонометрии (проекционные оси: локальная теплопередача в точках 1-9, количество числа Рейнольдса и степень покрытия трубопровода турбулизатором), при установке плоского турбулизатора, установленного до и после пучка труб. Значения местной теплопередачи точек варьировались от 60 до 160 Вт / (м2), Количество числа Рейнольдса варьировалось от 7000 до 11000, а вариации степени перекрытия газохода: = 0; 0,1; 0,3; 0,5 . Принимались значения теплопередачи 1-й точки и значения Rе =7000.
Учитывая рисунок 2, можно увидеть, что перегородка, установленная перед пучком, может отрицательно повлиять на передачу тепла первой точки. Это можно объяснить тем, что точка 1 находится в зоне застоя за перегородкой, а ее теплоотдача уменьшается по мере ее увеличения. Увеличение количества числа Рейнольдса приводит к некоторому увеличению теплопередачи в этот момент. Это характеризуется тем, что увеличение числа Rе способствует разрушению застойных зон за турбулизаторами. В точках 2, 3, 5, 6 мы наблюдаем увеличение теплопередачи. Это связано с тем, что турбулентный вихрь перемещается вниз от усилителя, вызывая активный теплообмен.
В последних рядах, в точках 7,8,9, заметного влияния турбулизатора на процесс теплообмена не наблюдается. Мы объясняем это тем, что, когда тепловой поток удаляется от турбулизаторов внутри пучка, наблюдаются постоянные “внутренние” турбулентности, генерируемые самими трубами, и трудно повлиять на эти процессы интенсификаторами [2, стр.121].
Вывод. Таким образом, использование этого метода для визуального представления локальных значений теплопередачи показало, что перегородка,
установленная перед пучком, может отрицательно повлиять на передачу тепла в одной точке. Увеличение количества Рейнольдса приводит к некоторому увеличению теплопередачи в этот момент. Повышенная теплоотдача некоторых точек связана с тем, что турбулентные вихри перемещаются вниз от того места, где установлен интенсификатор, что приводит к активному теплообмену. В последних рядах пучка не наблюдалось значительного влияния турбулизатора на процесс теплообмена.