МЕТОДИКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ОПТИМИЗАЦИИ КРЫЛЬЕВ МАЛОРАЗМЕРНЫХ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

摘要

Предложен алгоритм аэродинамической оптимизации несущих поверхностей малоразмерных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА), режимы полета которых находятся в области критических чисел Рейнольдса Re. В основе алгоритма лежит численная оптимизация формы сечений крыла, для которой исходными данными являются результаты аэродинамического расчета трехмерной модели, а именно распределений коэффициента подъемной силы по размаху крыла. Трехмерная аэродинамическая модель была реализована по средствам панельного метода [1], оптимизация профилей крыла проводилась с помощью метода [2], дополненного рядом геометрических ограничений. Представлены результаты численной оптимизации по критерию максимального качества для крыльев прямоугольной формы в плане, удлинений λ = 5 и λ = 10 , при числе Re = 200 ООО, а также оптимизации стреловидного крыла с использованием предложенного метода. Показано, что удается увеличить аэродинамическое качество крыла, уменьшая долю сопротивления, связанного с возникновением ламинарно-турбулентного перехода и образованием местного отрыва потока.%The article suggests combined technique for wings aerodynamic optimization of mini unmanned aerial vehicles (MUAV), which flight modes correspond to critical Reynolds numbers within the range order of 10~5—10~6. According to this technique, non-viscous flow-around, flow without separation and aerodynamic characteristics of the finite span wing are being computed in the beginning. The wing planform shape, wing aspect ratio and other geometries are assumed known and specified. Computation is performed by reliable panel technique. Then the wing profiles shape optimization is performed with account for laminar-turbulent transition, and separation phenomena. The following assumptions were assumed while wings optimization algorithm developing: the flow-around parameters computation employing 3D analysis model is non-viscous and non-separable. Viscous separated flow-around computing is performed in the contest of 2D-problem of viscous-invicid interaction. Integral aerodynamic characteristics over the wing span are being computed by the technique of lifting line theory using nonlinear section lift data. The suggested technique came from the supposition that aerodynamic characteristics of an isolated wing profile can be extrapolated on the wing. It associates with the fact that the MUAV's wings have, as a rule, a large aspect ratio (AR> 3), and hypothesis of flat sections is applicable for such kind of wings. The article presents the results of numerical optimization on maximum quality criterion for rectangular wings planform, aspect ratios AR = 5 and AR = 10, at Re = 200 000, as well as arrow-type wing employing the suggested technique. It was demonstrated that, the moment coefficient constraint allows increase the wing lift-drag ratio, reducing the share of resistance associated with laminar-turbulent transition occurrence and local flow separation formation. At the same time, while optimization in the absence of the moment coefficient constraint each successive quality improvement occurs due to the moment coefficient and wing middle surface curvature increase. The C_(ya(a)) distribution herewith deviates from the initial one.