Проектирование крыльев легких самолетов зачастую ведется по упрощенным методикам. Однако сейчас все более доступными становятся расчетные аэродинамические пакеты, которые позволяют получать практически любую информацию о силах, действующих на несущие поверхности. В этой статье мы рассмотрим расчет профиля с механизацией (закрылок, элерон) при помощи пакета газодинамического анализа Flotran, являющегося составной частью пакета Ansys, который при расчете использует метод конечных элементов. Применение этого пакета позволяет достаточно точно получать основные характеристики механизированного профиля: Cx, Cy, Cm от б , Cymax, Cy0, Cmш от дз, а также визуализировать картину обтекания профиля. Эти данные необходимы при подборе профиля, оптимизации формы закрылка и элерона, модификации профилей (такой как наплывы, аэродинамическая крутка), получении нагрузок на крыло и проводку управления.

Данная методика успешно применяется при разработке новых самолетов в СКБ ЛА СГАУ. При помощи этого метода разработаны крылья самолетов "Кречет", "Ястреб" и шестиместной амфибии Л-6СВ.

В статье рассмотрены основные особенности применения расчетного метода и результаты расчета. Полный текст статьи с описанием методики расчета, а также характеристики, полученные для профиля GA(W)-1, можно найти на нашем сайте www.aero.ssau.ru/fla/skb1 в разделе "Наука".

При применении расчетных методов необходимо сравнивать полученные результаты с результатами продувок, поэтому методика расчета включает два этапа:

1.Расчет профиля без механизации и сравнение результатов расчета с результатами эксперимента.

2.Расчет профиля с механизацией.

Если есть данные по профилям с похожей геометрией профиля и закрылка, то их тоже можно использовать для сравнения результатов.

В результате расчетов получаются следующие данные: распределение давления по профилю крыла и в расчетной области, а также графическое изображение линий тока. Интегрируя значения коэффициента давления, получаем интегральные характеристики как крыла с закрылком, так и закрылка в отдельности.

При расчете на нескольких углах атаки можно построить поляру крыла и зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки. Сравнение результатов расчета коэффициента давления с данными продувок дает хорошую сходимость.

При построении графиков Cx, Cy, Cm от б расхождение данных с продувками более заметно.

При этом качественная картина изменения параметров довольно хорошо совпадает с экспериментальной кривой. Значительное расхождение между экспериментальными и расчетными данными начинается на предсрывных углах атаки. Объяснить эту особенность можно рассмотрев протекание линий тока при углах атаки 10° и 14°.

При б = 12° начинается зарождение отрывной зоны. При этом в расчете отрыв начинается на несколько градусов раньше, но развивается не столь быстро, как на самом деле это происходит с реальными профилями. Это связано с трудностью подбора модели турбулентности, описывающей срывное течение. Между тем расчетное значение угла атаки, при котором отрыв приводит к существенному уменьшению подъемной силы, cовпадает с экспериментальным. Максимальная погрешность определения Су до образования отрывной зоны составляет 7%.

При определении Сх0 профиля результаты получаются завышенными на 30–50%. Для анализа этой ситуации можно построить распределение давления по профилю. Значения, полученные расчетом, дают на достаточно протяженном участке носика профиля (2–3 см) завышенное статическое давление. Это ошибки решения системы уравнений, вызванные дискретизацией. Избавиться от этого эффекта невозможно, но есть несколько методов ее уменьшения: изменение топологии сетки (количества и густоты элементов) и параметров расчета (количество итераций, использование искусственной вязкости, релаксации). Манипулируя параметрами расчета, можно добиться сходимости результатов расчета с экспериментальными данными с точностью до 5% .

После того как подбором густоты сетки и параметров решателя полу чено допустимое значение погрешности параметров гладкого профиля, можно производить расчет параметров механизированного профиля. Большая часть топологии сетки при этом не меняется, за исключением наличия сетки в щели между крылом и закрылком, которая сильно изменяется в зависимости от угла отклонения закрылка.

Опираясь на анализ экспериментальных данных, можно сделать вывод, что расчетные значения Су на больших углах атаки после образования отрывной зоны получаются несколько завышенными, как и для гладкого профиля. Однако сравнение Суmах с данными продувок и результатами летных испытаний показывают хорошее совпадение с точностью до 5%.

В заключение можно сказать, что данная методика разрабатывается в течение трех лет. При этом созданы программы задания исходных данных и отработано наглядное представление результатов. Расчеты ведутся на обычной персональной ЭВМ с процессором Pentium 4 2.6 ГГц. Расчет одной точки поляры выполняется около 30 минут. Уже многие самарские КБ используют при проектировании результаты расчетов численными методами. Накопленный опыт расчетов и использования их результатов при постройке реальных самолетов дает все основания рекомендовать к использованию эту методику при разработке новых типов самолетов.