В статье представлены результаты численного моделирования модифицированной задней кромки крыла самолета типа Airbus A320. Исследуется влияние шевронной геометрии на структуру обтекания, коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления. С помощью метода вычислительной гидрогазодинамики (CFD) показано, что внедрение шевронов способствует повышению критического угла атаки и улучшению аэродинамического качества крыла на различных режимах полета.

Ключевые слова: шевроны, аэродинамика, крыло, Airbus A320, STAR-CCM+, CFD, подъемная сила, лобовое сопротивление, пограничный слой, численное моделирование.

The article presents the results of numerical modeling of the modified trailing edge of the wing of the Airbus A320 aircraft. The influence of the chevron geometry on the flow structure, lift and drag coefficients is investigated. Using the computational fluid dynamics (CFD) method, it is shown that the introduction of chevrons contributes to an increase in the critical angle of attack and an improvement in the aerodynamic quality of the wing at various flight modes.

Keywords : chevrons, aerodynamics, wing, Airbus A320, STAR-CCM+, CFD, lift, drag, boundary layer, numerical simulation.

Введение

В современной авиации повышение топливной эффективности и безопасности полетов напрямую связано с оптимизацией аэродинамических форм несущих поверхностей. Традиционные конструкции стреловидных крыльев при всех их достоинствах имеют ограничения на больших углах атаки, связанные с преждевременным отрывом пограничного слоя. В данной работе рассматривается модификация задней кромки крыла с использованием шевронных элементов как пассивного метода управления потоком для улучшения интегральных характеристик крыла.

1. Теоретические основы и механизм работы шевронной кромки

Эффективность крыла определяется его аэродинамическим качеством K = C _l / C _d . Основная проблема при увеличении угла атаки α заключается в потере устойчивости пограничного слоя на верхней поверхности крыла, что ведет к срыву потока и падению максимального коэффициента подъемной силы C _Lmax .

Предлагаемое решение заключается во внедрении шевронной (пилообразной) геометрии на задней кромке. Принцип работы такой кромки основан на контролируемой турбулизации пограничного слоя. Шевроны генерируют систему мелкомасштабных вихрей, которые обеспечивают интенсивный обмен импульсом между внешним потоком и пристеночным слоем. Это позволяет:

1. Затянуть срыв потока: Мелкие вихри «подпитывают» энергией пограничный слой, препятствуя его отрыву.
2. Снизить индуктивное сопротивление: Более плавное распределение циркуляции скорости Γ по размаху приближает форму распределения подъемной силы к эллиптической, что увеличивает коэффициент Освальда e.

2. Методология численного исследования

Моделирование проводилось в программном комплексе STAR-CCM+ с использованием методов вычислительной гидрогазодинамики (CFD).

Объект исследования: Профиль крыла самолета Airbus A320.

Параметры моделей:

1. Базовая модель с прямой задней кромкой.
2. Модифицированная модель с шевронной кромкой (варьируемые параметры: высота и шаг зубца).

Настройки расчетного случая:

— Сетка: Неструктурированная сетка с измельчением в области пограничного слоя и за задней кромкой (призматические слои). Общий объем сетки — более 5 млн ячеек.

— Модель турбулентности: K-Omega SST (Menter’s Shear Stress Transport), наиболее точная для моделирования отрывных течений.

— Условия: Скорость потока соответствует режимам взлета и захода на посадку (M = 0.2–0.3), углы атаки в диапазоне от 0 ^∘ до 20 ^∘ .

3. Результаты и обсуждение

3.1. Анализ структуры потока

Визуализация линий тока и распределения вихрей показала, что шевронная кромка эффективно дробит крупные когерентные вихри, характерные для прямой кромки, на множество мелких вихревых структур. Это приводит к сокращению зоны турбулентного следа за крылом на 20–25

3.2. Силовые характеристики

В ходе сравнительного анализа получены следующие данные:

— Максимальный коэффициент подъемной силы (C _Lmax ): У модифицированного крыла зафиксирован рост на 2–4

— Лобовое сопротивление (C _d ): В крейсерском диапазоне углов атаки отмечено снижение коэффициента сопротивления на 1.5

— Аэродинамическое качество (K): Общее улучшение составило около 2–3

3.3. Влияние на скорость сваливания

Согласно расчетным данным, увеличение C _Lmax напрямую ведет к снижению скорости сваливания V _s (stall speed), что рассчитывается по формуле:

Полученные результаты позволяют прогнозировать снижение V _s на 1.5–3 % (Таблица 1), что существенно повышает безопасность на этапе посадки.

Таблица 1

Сравнительные аэродинамические показатели моделей

Рис. 1. График коэффициента подъемной силы стандартного стреловидного крыла

Рис. 2. График коэффициента подъемной силы крыла с шевронной модификацией

Заключение

Проведенное в STAR-CCM+ исследование подтверждает гипотезу о положительном влиянии шевронной геометрии на аэродинамику крыла. Основные выводы:

1. Шевроны действуют как эффективные пассивные генераторы вихрей, стабилизирующие обтекание на критических углах атаки.
2. Модификация позволяет добиться одновременного роста подъемной силы и снижения сопротивления.
3. Технология является перспективной для внедрения на гражданских лайнерах для улучшения взлетно-посадочных характеристик.

Следующим этапом работы станет экспериментальная верификация (V&V) полученных данных в специализированной аэродинамической установке.

Литература:

1. Аржаников Н. С., Мальцев В. Н. Практическая аэродинамика. — М.: Машиностроение, 2011.
2. Кашафутдинов С. Т., Лушин В. Н. Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев. — Новосибирск: СибНИА, 1994.
3. STAR-CCM+ User Guide. Version 2023.1. Siemens Digital Industries Software.
4. Беляев, И. В. Влияние шевронов на шум предкрылка прямого и стреловидного крыла / И. В. Беляев, М. Ю. Зайцев, В. Ф. Комьев. — Текст: непосредственный // Акустический журнал. — 2015. — № том 61. — С. 754–763.
5. Коврижных, Е. Н. Аэродинамика самолетов гражданской авиации: учебное пособие / Е. Н. Коврижных, А. Н. Мирошин. — Ульяновск: Изд-во Ульяновский институт гражданской авиации, 2021.