ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СКОРОСТИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА САМОЛЕТА ЯК-130

STUDY OF THE INFLUENCE OF VELOCITY ON THE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THE YAK-130 AIRCRAFT WING

Le Dinh Dat

Мaster of Science, Air Force Officers' College, Vietnam, Khanh Hoa

Tran Trong Thuong

Мaster of Science, Air Force Officers' College, Vietnam, Khanh Hoa

Nguyen Van Tuyen

Мaster of Science, Air Force Officers' College, Vietnam, Khanh Hoa

Аннотация. Исследование влияния скорости воздушного потока на коэффициент подъемной силы Cy и коэффициент лобового сопротивления Cx крыла самолета Як-130. Численное моделирование методом вычислительной гидрогазодинамики (CFD) в программном комплексе ANSYS Fluent. Построена трехмерная модель крыла в натуральную величину самолета Як-130 и исследована в диапазоне скоростей от 50 до 400 м/с. Получены зависимости аэродинамических коэффициентов от скорости, выявлены особенности обтекания крыла в дозвуковом и трансзвуковом режимах, включая возникновение местных скачков уплотнения.

Abstract. This study presents the results of numerical simulation of the airflow velocity influence on the lift coefficient Cy and drag coefficient Cx of the Yak-130 aircraft wing using computational fluid dynamics (CFD) method in ANSYS Fluent software. The wing model was built with the actual dimensions of the Yak-130 aircraft wing and investigated in the velocity range of 50 m/s to 400 m/s. The dependence of lift and drag coefficients on velocity was determined, showing the effects of compressibility and local shock waves. The findings provide a basic understanding of the aerodynamic characteristics of the Yak-130 wing and support future CFD optimization.

Ключевые слова: скорость; коэффициент подъемной силы; аэродинамические характеристики; самолет Як-130.

Keywords: velocity; lift coefficient; aerodynamic characteristics; Yak-130 aircraft.

1. Введение

Самолет Як-130 представляет собой усовершенствованный реактивный учебно-тренировочный самолет, разработанный для имитации характеристик управляемости истребителей нового поколения. Обладая способностью работать в широком диапазоне скоростей, аэродинамические характеристики крыла играют решающую роль в эффективности полета, маневренности и устойчивости самолета.

При увеличении скорости до околозвуковых значений проявляются эффекты сжимаемости воздушного потока, что существенно изменяет распределение давления на поверхности крыла. На поверхности крыла формируются зоны сверхзвуковых скоростей, сопровождающиеся появлением местных скачков уплотнения (ударных волн), что приводит к снижению подъемной силы и увеличению лобового сопротивления. Из-за высокой стоимости испытаний в аэродинамических трубах метод CFD находит все более широкое применение для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Таким образом, данное исследование сосредоточено на оценке влияния скорости на аэродинамические характеристики крыла самолета Як-130 с помощью моделирования CFD.

2. Решение проблемы

Построение модели крыла самолета Як-130

Геометрические параметры крыла самолета Як-130 приведены в таблице 1.

Таблица 1.

Геометрические параметры крыла

С использованием программного обеспечения Solidworks была построена 3D-модель крыла самолета Як-130 в натуральную величину.

Рисунок 1. 3D-модель крыла самолета Як-130

Расчет аэродинамических характеристик крыла самолета Як-130

Расчет аэродинамических характеристик крыла самолета Як-130 выполнялся при следующих расчетных условиях:

• Скорость невозмущенного потока воздуха: V = 50; 100; 150; 200; 250; 300; 350; 400 [м/с];

• Давление: p₀ = 1 [атм] = 101325 [Па];

• Высота: H = 0 [м];

• Температура: T = 288 [К];

Выбор размеров внешних границ расчетной области:

L1 = (6–15)b₀; L2 = (20–30)b₀; W = H = (10–20)b₀; где b₀ – хорда крыла.

Построение расчетной сетки является важным этапом, поскольку результаты расчетов существенно зависят от качества сетки. Более густая сетка обеспечивает более высокую точность результатов, но требует больших временных затрат на решение и высокой вычислительной мощности компьютера. Поэтому необходимо выполнить оптимизацию сетки, чтобы найти наиболее подходящий вариант, обеспечивающий как точность, так и экономию времени и вычислительных ресурсов.

Рисунок 2. Сетка расчетной области

Результаты расчетов приведены в таблице 2.

Таблица 2.

Результаты расчета влияния скорости на аэродинамические характеристики крыла самолета Як-130

Анализ результатов

На основе результатов расчетов были построены графики зависимости коэффициента подъемной силы и коэффициента лобового сопротивления от скорости крыла самолета Як-130, представленные на рисунках 3 и 4.

Рисунок 3. График зависимости коэффициента подъемной силы от скорости

Рисунок 4. График зависимости коэффициента лобового сопротивления от скорости

Из графика на рисунке 3 видно, что:

• На участке скоростей 0 < V < 150 м/с сжимаемость еще не оказывает влияния на поток. При увеличении V коэффициент давления практически не меняется, поэтому Cy остается постоянным.

• На участке 150 м/с < V < 250 м/с сжимаемость начинает оказывать заметное влияние, вследствие чего Cy увеличивается, но медленно.

• На участке V > 250 м/с развиваются местный скачок уплотнения и местная сверхзвуковая зона над профилем крыла (рис. 7), давление сверху резко падает, а давление снизу остается стабильным, что приводит к резкому возрастанию Cy. Рост коэффициента Cy прекращается при V = 300 м/с.

• После точки V > 300 м/с начинают появляться головной и хвостовой скачки уплотнения (рис. 8), при этом угол наклона скачка уплотнения относительно скорости невозмущенного потока уменьшается, что означает уменьшение массы воздуха, участвующей в невозмущенном потоке, влияющем на распределение давления на крыле, и приводит к снижению Cy.

Из графика на рисунке 4 видно, что:

• При V < 250 м/с: в этой области Cx обусловлен главным образом сопротивлением трения, основными факторами зависимости которого являются число Re и положение точки перехода ламинарного течения в турбулентное. С увеличением скорости V число Re возрастает, в связи с чем сопротивление трения незначительно снижается, а сопротивление давления мало и растет несущественно с увеличением V. Таким образом, коэффициент Cx практически не зависит от скорости V.

• При достижении критической скорости Vкр = 250 м/с коэффициент Cx начинает увеличиваться из-за появления волнового сопротивления. При дальнейшем росте скорости V > Vкр из-за увеличения волнового сопротивления Cx возрастает быстрыми темпами.

• При V > 350 м/с: с ростом скорости коэффициент Cx снижается вследствие уменьшения волнового сопротивления.

3. Заключение

В ходе данного исследования программное обеспечение ANSYS Fluent было использовано для моделирования влияния скорости воздушного потока на аэродинамические характеристики крыла самолета Як-130. Было показано, что коэффициент подъемной силы постепенно увеличивается при росте скорости от 150 м/с до примерно 250 м/с и резко возрастает в диапазоне скоростей от 250 м/с до 300 м/с из-за появления местной сверхзвуковой зоны и локального скачка уплотнения. При скорости более 300 м/с начинают возникать головной и хвостовой скачки уплотнения, снижающие массу воздуха, проходящего через крыло, что приводит к падению Cy. Что касается коэффициента лобового сопротивления, при скоростях менее 250 м/с он не зависит от скорости; при увеличении скорости от 250 м/с до 350 м/с коэффициент лобового сопротивления резко возрастает из-за появления волнового сопротивления, а при скоростях выше 350 м/с — снижается вследствие уменьшения волнового сопротивления. Результаты исследования служат основой для оценки аэродинамических характеристик самолета Як-130 и могут быть использованы в будущих исследованиях по аэродинамической оптимизации с помощью CFD.