Details

Данная работа посвящена численному исследованию влияния волнообразной передней кромки (ВПК), а также толщины и вогнутости профиля крыла с ВПК на его аэродинамические характеристики. Исследование выполнено с использованием методов вычислительной гидродинамики (CFD) на основе нестационарных уравнений Рейнольдса (URANS) с применением модели турбулентности SST HL. В качестве основы для крыльев с ВПК был использован профиль NACA0012, а также рассмотрены профили с увеличенной толщиной (NACA0021) и вогнутостью (NACA4412). Ключевые результаты работы состоят в следующем. Установлено, что ВПК обеспечивает сглаживание зависимости подъемной силы и силы сопротивления от угла атаки за счет двух механизмов: уменьшения CL при докритических углах атаки за счет возникновения отрыва и повышения CL при закритических углах атаки за счет колебаний потока. Показано, что увеличение толщины профиля (NACA0021) или вогнутости (NACA4412) ВПК приводит к уменьшению CL на всем диапазоне углов атаки за счет более раннего отрыва и снижения влияния колебаний на прирост CL.

This work presents a numerical study of effects of wavy leading edges (WLE) and of thickness and camber of airfoil with WLE on its aerodynamic characteristics. The research was conducted using Computational Fluid Dynamics (CFD) methods based on Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations with SST HL turbulence model. The study employed the NACA0012 airfoil as the baseline configuration for wings with WLE, with additional investigations conducted on modified profiles featuring increased thickness (NACA0021) and camber (NACA4412). Key results are concluded. The wavy leading edge (WLE) was found to inflict smoothing in lift and drag dependence on angle of attack through two distinct mechanisms: Initiation of premature flow separation resulting in decrement of Lift Coefficient (CL) at pre-stall angles and enhancement of CL via controlled flow oscillations at post-stall angles. Increasing airfoil thickness (NACA 0021) or camber (NACA 4412) of wings with WLE was shown to reduce CL across the entire angle-of-attack range due to acceleration of flow separation onset, diminish the beneficial effects of flow oscillations on lift enhancement.