Численное исследование пассивного способа управления обтеканием беспилотных летательных аппаратов самолетного типа, в том числе при неблагоприятных метеорологических условиях тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Йе Хтун

• Йе Хтун
• кандидат наук
• 2026

Оглавление диссертации кандидат наук Йе Хтун

Введение

Глава 1. Применение пассивного способа управления обтеканием с целью увеличения подъемной силы крыла при дозвуковых скоростях

1.1 Выбор рациональной формы канала для перепуска воздуха на закрылок на примере профиля CLARC Y+

1.1.1 Критерий для выбора рациональной формы канала

1.1.2 Методика и условия расчета

1.1.3 Результаты расчета на крейсерском и взлетном режимах полета

1.2 Применение пассивного метода управления обтеканием механизированного крыла путем выдува струи на закрылок с целью повышения несущих свойств крыла

Глава 2. Использование пассивного метода управления обтеканием с целью

повышения несущих свойств БПЛА самолетного типа

2.1. Геометрические параметры расчетной модели

2.2 Методика и условия расчета

2.3 Результаты численных исследований

Глава 3. Влияние влажности воздуха на взлетно-посадочные характеристики профиля крыла БПЛА

3.1 Методика и условия расчета

3.2 Результаты численного моделирования влияния влажности на обтекание и взлетно-посадочные характеристики профиля крыла

3.3 Результаты применения пассивного выдува на закрылок в сухом и влажном воздухе

4. Выводы

Список сокращений и условных обозначений

БПЛА

САХ

СББ

КАШ

а

X Ц

Р Ьа

С

Ь

Су

Сх

С, к М

Р

Чж

Яе

Б

Гса

У+

беспилотный летательный аппарат

средняя аэродинамическая хорда

вычислительная аэрогидродинамика

уравнения Навье-Стокса, осреднённые по Рейнольдсу

угол атаки

удлинение крыла

коэффициент динамической вязкости плотность

аэродинамическая хорда крыла относительная толщина размах крыла

коэффициент подъемной силы

коэффициент сопротивления

коэффициент импульса выдуваемой струи

аэродинамическое качество

число Маха

статическое давление

скоростной напор набегающего потока

число Рейнольдса

площадь крыла

скорость набегающего потока

безразмерное расстояние до стенки

Введение

Беспилотная авиационная техника за последнее время успешно заменяет и вытесняет традиционную авиацию в решении многих задач авиации, в сфере мониторинга местности, доставки грузов в удаленные районы, а также в получении оперативной информации в режиме реального времени. Создание беспилотных комплексов относится к наукоемкой высокотехнологичной отрасли, требующей значительных капиталовложений в научные исследования, технологии, конструктивные разработки и производство. В настоящее время, такая продукция востребована во всем мире.

Изначально беспилотные летательные аппараты (БПЛА) разрабатывались для решения военных задач и службы прогноза погоды, но сегодня на рынке мировой торговли резко возрос спрос на беспилотные летательные аппараты для различных областей гражданской жизнедеятельности. Области применения БПЛА многогранны: мониторинг промышленной инфраструктуры, сельскохозяйственных и лесных угодий, химическое распыление в сельскохозяйственных целях, геофизическая аэросъёмка, гражданская почта, в которой выполняется доставка продуктов и товаров, отслеживание транспортных перевозок и сопровождения грузов, наблюдение за целостностью товаров в пути до пункта назначения.

Область применения БПЛА растет с каждым годом: разрабатываются летательные аппараты, способные обеспечивать безопасность объектов, оказывать ремонтные услуги, осуществлять связь с отдаленными регионами, создание эффективной сотовой связи и интернеткоммуникации. В связи с этим, в настоящее время крупнейшие мировые компании вступают в

конкурентную борьбу за право лидерства в сегменте беспилотных транспортных систем. Основные преимущества применения БПЛА в логистике состоят в том, что они не связаны с дорогами, могут обходить препятствия, достаточно экономичны, экологически чистые, маневренные, скоростные, достаточно компактные по сравнению с самолетами, однако у БПЛА также имеются ограничения и проблемы, связанные с дальностью и продолжительностью полета [1 - 6].

В последние годы беспилотные летательные аппараты уже используются компанией Zipline для доставки легких грузов и медикаментов на расстояние до 80 км со скоростью около 100 км/ч. Для таких доставок используют БПЛА самолетного типа, а именно дрон Zip 2, рисунок 1 а. Запуск дрона осуществляется со специальной базы при помощи катапульты, а посылка просто сбрасывается с высоты. В 2018 году дрон Zip 2 был внесен в список лучших изобретений года по версии журнала Time.

Для доставки грузов используются также гибридные БПЛА, рисунок 1 б, которые имеют возможность вертикального взлета и посадки, а также быстрого передвижения в пространстве подобно самолету. Такой тип дрона активно используется в разработках Amazon Prime Air [7].

В 2019 году Австралия стала первой страной, где стали использовать сервис посылок с помощью дронов. В последние годы в Австралии компания Wing при помощи беспилотников, рисунок 1 в, доставляет заказчикам различную еду, кофе и закуски. Стоит отметить особенно большое количество заказов имело место во время лесных пожаров и короновирусной инфекции.

В настоящее время весьма актуальной является задача повышения несущих свойств крыла самолета в связи с возможными ограничениями протяженности взлетно-посадочных полос. Для БПЛА самолетного типа,

которые используются для доставки грузов, особенно в труднодоступные районы это особенно важно.

а) б) в)

Рисунок 1 - Виды БПЛА, используемые в доставке грузов: а - беспилотный летательный аппарат «Zip 2» с неподвижным крылом от компании «ZipLine»; б - Гибридный дрон «Amazon Prime Air»; в - дрон-доставщик компании Wing (Alphabet)

Возможность безопасной эксплуатации самолетов на полосах ограниченной длины определяется как обеспечением необходимого уровня несущих свойств крыла, так и необходимым запасом устойчивости и управляемости на малых скоростях полета. Для винтомоторных самолетов дополнительным требованием является обеспечение парирования моментов крена и рыскания в случае внезапного отказа одного из двигателей [8].

От значения максимального коэффициента подъемной силы на режиме посадки зависит минимальная допустимая скорость захода на посадку, а, следовательно, и безопасность полета, которая является определяющей для ЛА гражданского назначения [9].

Сложность взлетно-посадочной механизации существенно влияет на стоимость и эксплуатационные расходы магистрального пассажирского самолета. Результаты исследований показывают, что простой поворотный закрылок в комбинации с отклоняемым интерцептором позволяет повысить

несущие свойства на докритических углах атаки по сравнению с закрылком Фаулера [10].

Известно, что на величину максимального коэффициента подъемной силы определяющим образом влияет срыва потока с крыла. Известно также, что необходимым условием возникновения отрыва является наличие положительного градиента давления. Таким образом, одним из направлений исследований повышения несущих свойств крыла являются исследования по подавлению отрывного характера обтекания [11 - 16]. В связи с этим, широкое распространение получили разработки различных активных и пассивных способов управлением обтеканием [17].

Применение активных методов управления отрывными течениями требует вполне определенных энергетических затрат. Использование систем управления пограничным слоем открывает широкие возможности для улучшения аэродинамических характеристик крыла современного самолета. Обеспечение повышенных несущих свойств крыла происходит за счёт ослабления или полной ликвидации отрыва потока на отклонённом закрылке, что приводит к увеличению циркуляции на крыле [18 - 22].

В отличие от активных методов, функционирование пассивных способов управления обтеканием не требует использование дополнительной энергии и, как правило, отличаются простотой в использовании. К пассивным методам воздействия на обтекание относится применение механических и воздушных генераторов вихрей (ГВ) [23 - 27]. Они представляют собой специальные устройства, которые создают продольные вихри для усиления обмена количеством движения между пристеночной и внешней частью пограничного слоя. В настоящее время в отечественных и зарубежных научных центрах проводятся многочисленные исследования различных типов ГВ, которые можно использовать для уменьшения

аэродинамического сопротивления элементов компоновки и улучшения управляемости летательных аппаратов на различных режимах полета. Для большего понимания физических процессов, происходящих при обтекании элементов аэродинамической компоновки с ГВ, проводятся расчетные и экспериментальные физические исследования.

Известны также работы по использованию пассивных методов, в которых показана эффективность использования различных систем выдува струй для повышения несущих свойств крыла [28 - 31]. Свойства прямого канала для пассивного выдува струи были изучены в работе [32], где показано, что наибольшая эффективность струйного течения в прямом канале достигается, когда поток воздуха входит в него по нормали к воздухозаборнику, но такой характер обтекания приводит к увеличению сопротивления.

Важность моделирования канала для протекания воздуха отмечена в работе [33], где показано, что одним из возможных способов увеличения эффективности элеронов является формирование профилированной щели между основной частью крыла и носком элерона при его отклонении вниз.

В настоящей работе изучается новый пассивный способ управления обтеканием механизированного крыла при помощи профилированных проточных каналов, расположенных дискретно вдоль носовой части закрылка. Показано, что данный способ управления при правильном выборе формы канала для перепуска воздуха эффективен как на крейсерском режиме полета, так и на взлетно-посадочных режимах с отклоненной механизацией.

БПЛА, которые используются для доставки грузов, в силу специфики применения, летающие на небольших высотах и, имеющие сравнительно небольшие размеры, наиболее заметно подвержены влиянию неблагоприятных метеорологических условий [34]. В настоящее время

проблема воздействия неблагоприятных метеорологических условий на аэродинамику летательного аппарата (ЛА) продолжает оставаться актуальной [35,36]. Анализ аварий и авиакатастроф последних лет позволяет сформулировать перечень основных причин, приводящих к ним. По статистике доля влияния внешней среды (туман, ливень, резкое похолодание, высокая влажность воздуха, метель и др.) на эти происшествия доходит до 20%. Следует отметить, что более половины из них происходит на аэродромах, а треть - при взлете или посадке [37]. При этом небольшие летательные аппараты оказываются наиболее подверженными воздействию окружающей среды. Заметим, что выбор противообледенительных систем для них весьма ограничен.

Понятно, что свойства среды, молекулярные и термодинамические, оказывают непосредственное влияние на обтекание ЛА. Известно, что влажность, влияние которой на плотность воздуха незначительно при низких температурах и достаточно велико при высоких температурах, приводит к уменьшению плотности влажного воздуха по сравнению с плотностью сухого воздуха из-за наличия водяных паров. [38, 39].

Значения параметров атмосферы по высоте вычисляются по формулам для стандартной атмосферы [40] в предположении, что воздух является абсолютно сухим. В действительности же воздух всегда содержит некоторое количество паров воды, и его параметры отличаются от стандартных значений. Влажность воздуха необходимо учитывать при специальных баллистических расчетах, поскольку она влияет на плотность воздуха, скорость звука, скоростной напор и, в конечном счете, на величину аэродинамической силы, действующей на движущееся в воздухе тело [41].

Атмосферный воздух всегда является влажным, то есть представляет собой смесь сухого воздуха и водяного пара, и относится к типичным

парогазовым смесям. При давлениях, близких к атмосферному, влажный воздух можно считать идеально-газовой смесью с той особенностью, что одна из компонент смеси (водяной пар) при определенных условиях может конденсироваться [42].

Термодинамическое состояние атмосферы определяется пространственными распределениями таких параметров, как температура, давление, плотность, влажность, турбулентность воздуха и др. [43]. Обычно условия расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов задаются в соответствии со стандартной атмосферой, в которой представлены данные для сухого воздуха [44]. В реальности атмосферный воздух, как правило, представляет собой смесь сухого воздуха и водяного пара. Параметры влажного воздуха отличаются от стандартных значений, что следует учитывать при вычислении аэродинамической силы, действующей на ЛА, поскольку при определенных условиях данное обстоятельство может заметным образом повлиять на окончательный результат и, как следствие, -на безопасность полета [42, 45, 46].

На обтекание летательных аппаратов в реальных условиях всегда оказывают влияние погодные условия: температура воздуха, атмосферное давление, направление и скорость набегающего потока, и другие факторы. С развитием авиационной техники, совершенствованием аэродромного, самолетного и метеорологического оборудования повысилась безопасность полетов [47 - 50], вследствие этого снизилось количество авиационных происшествий, связанных с неблагоприятными метеорологическими условиями. Несмотря на это не все метеорологические проблемы обеспечения безопасности полетов ЛА устранены полностью, так как даже оборудование, служащее для обеспечения безопасности полетов в сложных

метеоусловиях, не исключает зависимость авиации от погодных условий и возможность возникновения инцидента [51 - 54].

Проблема воздействия на воздушное судно неблагоприятных метеорологических условий продолжает оставаться актуальной и в наше время. Воздействие ливневых осадков на аэродинамические характеристики самолета исследовано во многих работах [55 - 58]. Анализ катастроф, произошедших в условиях ливневых осадков, показывает, что большая их часть произошла в ситуациях захода ЛА на второй круг, во время выравнивания перед приземлением или в момент уборки механизации во время взлета. Следует отметить то, что во время возникновения инцидента, нижняя поверхность крыла подвергается повышенному воздействию ливневых осадков. Увеличение коэффициента вязкости и уменьшение подъемной силы происходит, в основном, именно за счет изменения обтекания нижней поверхности крыла, при этом замечено, что, чем тоньше профиль крыла, тем больше это влияние [59].

Теплофизические свойства влажного воздуха существенно зависят от количества водяного пара, входящего в его состав. При атмосферном давлении с увеличением влагосодержания влажного воздуха его плотность уменьшается в связи с тем, что при данных параметрах водяной пар имеет плотность меньшую, чем сухой воздух. Поэтому в случае, когда влажный воздух находится в состоянии насыщения и при относительно высокой температуре, необходимо учитывать вклад динамической вязкости водяного пара в значение данной величины. При малых значениях парциальных давлений водяного пара это влияние пренебрежимо мало [60].

В последнее время с развитием численных методов CFD появилась реальная возможность изучения влияния свойств окружающей среды на аэродинамические характеристики ЛА [61 - 64]. В третьей главе диссертации

представлены результаты численного исследования влияния влажности воздуха на аэродинамические характеристики и показан характер обтекания механизированного профиля крыла в крейсерской и во взлетно-посадочной конфигурации.

Актуальность темы

Тема настоящей диссертационной работы актуальна, так как затрагивает вопросы безопасности полетов и задачи совершенствования аэродинамических характеристик беспилотных аппаратов гражданского назначения.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Численное исследование пассивного способа управления обтеканием беспилотных летательных аппаратов самолетного типа, в том числе при неблагоприятных метеорологических условиях»

Цель работы

Цель работы - исследование одного пассивного способа увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата, а также изучение влияния неблагоприятных метеорологических условий на аэродинамические характеристики гражданских беспилотных летательных аппаратов самолетного типа на крейсерском и взлетно-посадочном режимах полета.

Научная новизна

Изученный в диссертации способ перепуска воздуха на закрылок отличается от ранее известных методов пассивного управления обтеканием крыла новым подходом, а именно выдувом через специально профилированные каналы не сплошной струей, а рядом дискретных струй, расположенных вдоль размаха крыла.

Научная новизна заключается также в численном исследовании влияния влажности воздуха на аэродинамические характеристики профиля крыла на крейсерском и взлетно-посадочном режимах полета.

Теоретическая и практическая значимость работы

Настоящая работа имеет как теоретическую, так и практическую значимость.

Теоретические исследования течения воздуха в профилированном канале, могут иметь практическое применение для увеличения подъемной силы беспилотных летательных аппаратов самолетного типа на различных режимах полета. В диссертации получены новые результаты по влиянию влажности воздуха на отрывную зону Полученные результаты позволяют делать обоснованные прогнозы и вносить соответствующие поправки для взлета и посадки беспилотных летательных аппаратов.

Положения, выносимые на защиту.

1) Характеристики рационально спрофилированного канала для пассивного перепуска воздуха позволяющие повысить его эффективность.

2) Использование дискретно расположенных по размаху крыла профилированных каналов для перепуска воздуха на закрылок с целью повышения подъемной силы крыла и увеличения критического угла атаки.

3) Эффективность использования дискретно расположенных на крыле каналов для пассивного выдува струй воздуха на режиме взлета БПЛА.

4) Установленное свойство влажного воздуха с газообразным компонентом воды оказывать положительное влияние на отрывную зону.

Апробация результатов

По результатам диссертационной работы сделано 4 доклада на конференциях:

1. Ye Htun. Numerical simulation of air humidity influence on the take-off aerodynamic characteristics of a wing airfoil with a flap / Brutyan M.A., Ye Htun, Pavlenko O.V. // X Polyakhovs Reading, Proceedings of the

International Scientific Conference on Mechanics, Saint-Petersburg, 2024, p. 287-291.

2. Йе Хтун. Особенности влияния влажного воздуха на аэродинамические характеристики крыла на режиме взлета / Брутян М.А., Павленко О.В., Йе Хтун // Международная конференция ФизикА.СПб, 21-25 октября 2024 г., Санкт-Петербург. В сборнике тезисов конференции, с. 404-405.

3. Йе Хтун. Снижение влияния метеорологических условий на аэродинамические характеристики летательного аппарата / Амелюшкин И. А., Павленко О.В., Кинса С.Б., Кудров М.А., Йе Хтун // Международная конференция ФизикА.СПб, 21-25 октября 2024 г., Санкт-Петербург. В сборнике тезисов конференции, с. 408-409.

4. Йе Хтун. Численное исследование влияния пассивного выдува на аэродинамические характеристики механизированного профиля в сухом и влажном воздухе / Брутян М.А, Павленко О.В., Йе Хтун // XXVII Всероссийский семинар с международным участием по струйным, отрывным и нестационарным течениям, 15-25 сентября 2025, г. Санкт-Петербург. В сборнике тезисов семинара, с. 40.

Публикации

Всего опубликовано 13 научных работ. Из них по теме диссертации опубликовано 6 статей, включая 5 статьи в изданиях, входящих в перечень ведущих рецензируемых научных журналов, рекомендованных ВАК РФ и одна статья категории SCOPUS.

По теме диссертации:

в журналах, рекомендованных ВАК РФ

1. Йе Хтун. Влияние влажности на взлетно-посадочные характеристики профиля крыла / Брутян М.А., Йе Хтун, Павленко О.В. // Труды МФТИ, Механика, 2024. Том 16, № 1, с. 112-118.

2. Йе Хтун. Численное исследование особенностей обтекания механизированного профиля крыла на взлетно-посадочных режимах полета во влажном воздухе / Брутян М.А., Йе Хтун, Павленко О.В. // Вестник Московского авиационного института. 2024 Т. 31, №3, с. 7-13.

3. Йе Хтун. Применение пассивного метода управления обтеканием механизированного крыла путем выдува струи на закрылок с целью повышения несущих свойств / Брутян М.А., Йе Хтун // Вестник Московского авиационного института. 2025. Т. 32. № 1. С. 26-33. URL: https://vestnikmai.ru/publications.php?ID=184446

EDN: https://www.elibrary.ru/WGXJLG

4. Йе Хтун. Геометрическое и цифровое моделирование влияния обледенения на аэродинамические характеристики крыла в широком диапазоне значений температуры / Павленко О.В., Февральских А.В., Кинса С.Б., Йе Хтун // Вестник компьютерных и информационных технологий. 2025. № 9. С. 14-22. DOI: 10.14489/vkit.2025.09.pp.014-022

5. Йе Хтун. Численное исследование эффективности пассивного способа перепуска воздуха на закрылок крыла беспилотного летательного аппарата / Брутян М.А., Йе Хтун, Павленко О.В. // Вестник Московского авиационного института. 2024. Т. 32. №4. С. 7-15

в журналах из базы SCOPUS

1. Йе Хтун. Особенности влияния влажного воздуха на аэродинамические характеристики механизированного крыла на режиме взлета / Брутян М.А, Павленко О.В., Йе Хтун // Журнал технической физики. 2024. Т. 94. № 12. с. 2098-2101.

Другие публикации автора: в трудах конференций

1. Ye Htun. Some Principles of flow visualization techniques in wind tunnel / Ye Htun, Zayar Myo Myint // 82nd International conference on recent innovation in engineering and technology. - 2016. P. 14-18. ISBN -987-93-82702-15-3.

2. Йе Хтун. Некоторые вопросы оценки безопасности полета летательного аппарата в условиях возмущенной атмосферы / Йе Хтун, Хохлов А. А.// 60-ая научная конференция МФТИ. 2017.

3. Йе Хтун. Оценка эффективности корабельного вертолета от гидро-метео условий // Йе Хтун, Хохлов А. А.// 61-я Всероссийская научная конференция МФТИ. 2018.

4. Ye Htun. Development of a methodology for assessing the safety of a helicopter landing on a moving platform in conditions of vortex turbulence / Ye Htun, Khokhlov A. A. // Proceeding of ISERD 161st International Conference. - 2019. - P. 16-20.

в журналах, рекомендованных ВАК РФ

1. Йе Хтун. Угрозы безопасности полетов со стороны атмосферных возмущений и методы защиты от них / Ахрамеев В.И, Хейн Хтет Зо, Йе Хтун, Махмутов А.А. // М: Авиакосмическое Приборостроение "Научтехлитиздат", 2017. - №.12. с.33-50. ISSN: 2073-0020.

2. Йе Хтун. Геометрическое и цифровое моделирование влияния обледенения на аэродинамические характеристики крыла в широком диапазоне значений температуры // Павленко О.В., Февральских А.В., Кинса С.Б., Йе Хтун // в журнале «Вестник компьютерных и информационных технологий» (направлена в печать).

в журналах из базы SCOPUS

1. Ye Htun. Transonic shock wave boundary layer interaction control using a combination of swirling flow and vortex generators // Tenzin Tadin, M.A. Brutyan, Ye Htun // Письма в ЖТФ, 2024, том 50, вып. 23, С. 27-30.

Глава 1. Применение пассивного способа управления обтеканием с целью увеличения подъемной силы крыла при

дозвуковых скоростях

1.1 Выбор рациональной формы канала для перепуска воздуха на закрылок на примере профиля CLARC У+ 1.1.1 Критерий для выбора рациональной формы канала

В качестве основного средства для повышения подъемной силы на взлетно-посадочных режимах используют механизацию крыла. Закрылки являются частью механизации крыла и представляют собой поверхность, отклоняемую или выдвигаемую с отклонением вниз. Выпуск закрылков на взлёте уменьшает длину разбега, скорость отрыва и взлётную дистанцию. Отклонение закрылков при посадке самолета обеспечивает уменьшение посадочной скорости, длины пробега и посадочной дистанции, а, следовательно, увеличивают безопасность полета.

Закрылки отличаются по конструкции и могут быть простые поворотные (нещелевые), однощелевые и многощелевые без выдвижения и с выдвижением. Следует отметить, что функция закрылка - это увеличение коэффициента подъёмной силы и лобового сопротивления крыла за счёт изменения площади и кривизны профиля крыла. Нещелевой закрылок увеличивает подъемную силу крыла вследствие увеличения кривизны профиля. Также известно, что при наличии между носовой частью закрылка и основной частью крыла профилированной щели эффективность закрылка увеличивается за счет выдува воздуха, создающего разрежение на верхней поверхности закрылка и уменьшающего отрывную зону.

Благоприятная интерференция элементов разрезного крыла заключается не только в индуцировании поперечного потока, увеличивающего циркуляцию скорости на каждом предшествующем элементе и уменьшающем ее на каждом последующем элементе, но и в увеличении скорости в тангенциальном направлении. Последнее обстоятельство весьма благоприятно для предупреждения возникновения отрыва пограничного слоя. Следует отметить также важное обстоятельство, как то, что на каждом элементе разрезного крыла образуется свой собственный пограничный слой, начиная от его передней критической точки. Этот тонкий пограничный слой может выдерживать без отрыва более сильные неблагоприятные градиенты давления, чем толстый пограничный слой, который возникает на сплошном профиле.

Отрыв потока, возникающий на поверхности нещелевого закрылка при больших углах отклонения, может быть ослаблен или полностью ликвидирован путем использования тангенциального выдува на его верхнюю поверхность [65]. Наличие пограничного слоя на несущих поверхностях летательного аппарата приводит к существенному уменьшению подъемной силы по сравнению с величиной, полученной в соответствии с теорией обтекания тел потоком идеальной жидкости. В частности, подобная картина наблюдается на взлетно-посадочных режимах полета самолета, когда крыло самолета располагается под большим углом атаки и закрылки отклоняются на значительные углы. Такая трансформация профиля крыла приводит к появлению существенных положительных градиентов давления на его поверхности, вследствие чего происходит срыв потока с верхней поверхности крыла. Возникает естественная задача о предотвращении отрыва потока над верхней поверхностью крыла, т. е. задача об управлении пограничным слоем (УПС).

Термин «управление пограничным слоем» подразумевает любой механизм или процесс, который позволяет видоизменять характер течения в пограничном слое в области отрыва потока. Существующие системы УПС подразделяются на пассивные н активные. В пассивных системах УПС для устранения срыва потока используется энергия основного потока, точнее избыток энергии, имеющейся на нижней поверхности крыла по отношению к верхней, в активных - внешние источники энергии, которыми могут быть либо двигатели самолета, либо специально установленные компрессоры.

В настоящей работе на примере крылового профиля, с целью увеличения его подъемной силы, проведены численные исследования влияния пассивного выдува на закрылок при помощи специально спрофилированного канала. Цель исследования - профилирование канала с гладким безотрывным течением и малыми потерями коэффициента импульса выдуваемой струи.

Рассмотрены как крейсерская 8 зак. = 0, так и взлетная 8 зак = 20° конфигурации профиля крыла. Для численного исследования выбран несимметричный профиль CLARC Y+ [66] относительной толщины 12% и с хордой Ь = 0.64 м, рисунок 2 а.

а)

б)

Рисунок 2 - Общий вид профиля крыла: а - исходный профиль крыла

без канала для выдува 8 зак. = 0°, <^0»; б - взлетная конфигурация профиля,

8 = 20° 8 зак. 20

Модификация канала для пассивного перепуска воздуха с нижней поверхности на верхнюю проводилась последовательно после проведения соответствующих расчетов и анализа результатов каждого предыдущего варианта, рисунок 3.

в)

Рисунок 3 - Схема построения профилированного канала для выдува: а - вариант «у1»; б - вариант «у2»; в - вариант «у3»

Первый вариант канала для выдува «у1» был спроектирован с целью уменьшения сопротивления, поэтому вход в воздухозаборник был скруглен по касательной к стенкам канала, а выдув из него направлен по касательной к поверхности профиля, рисунок. 3 а.

В отличие от первого варианта, у второго варианта канала «у2» отсутствует скругление входного края воздухозаборника, рисунок 3 б.

Третий вариант канала «уЗ» повторяет форму второго, но нижний край воздухозаборника несколько опущен относительно поверхности профиля. Это сделано для захвата большей массы воздуха и увеличения эффективности на малых углах атаки, рисунок 3 в.

1.1.2 Методика и условия расчета

Для изучения влияния формы канала на обтекание профиля были построены структурированные сетки как для расчета течения без канала для выдува, так и для каждого варианта канала. Расчетные сетки содержали около 700 тысяч ячеек, рисунок 4, а. В каждой расчетной сетке имеется 270 ячеек по хорде профиля. Для корректного разрешения пограничного слоя была создана специальная сетка типа o-grid, содержащая 20 ячеек по высоте от

поверхности профиля. По высоте щелевого сопла было расположено 48 расчетных ячеек сетки (20+20 - пограничные слои по поверхности и 8 -поток между ними). Проведена верификация метода расчета. Зависимости величин коэффициентов подъемной силы и сопротивления от количества N ячеек расчетной сетки, полученные в расчете профиля крейсерской конфигурации без выдува на закрылок при а = 2° показывают, что для данной двумерной задачи вполне достаточно 700 тысяч ячеек сетки, рисунок 4 б, в.

а)

б)

0.03 0.02

0.01 -

О 500 1000 1500

в)

Рисунок 4 - Расчетная сетка для профиля: а - общий вид структурированной расчетной сетки 2Б для варианта канала выдува «у3»; б - сеточная сходимость по коэффициенту подъемной силы; в - сеточная сходимость по коэффициенту сопротивления

Условия расчета представлены в таблице 1.

N (тыс.)

Таблица 1 - Условия расчета

Температура, Т (К) 288

Давление, Р (Па) 101325

Плотность, р (кг/м3) 1.225

Динамическая вязкость, ц ( кг/м-с ) 1.7894е-05

Численные исследования обтекания профилей проведены по программе, основанной на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений

Навье - Стокса, на докритическом а = 2° и закритическом а =18° углах атаки при числе Маха M = 0.24 и числе Рейнольдса Re = 3.5-106.

1.1.3 Результаты расчета на крейсерском и взлетном режимах

полета

Крейсерский режим, 5 зак. = 0 Результаты расчетов подтвердили необходимость профилирования канала, и при рассмотрении течения потока через канал по векторам скорости становятся видны проблемы, создаваемые его обводами, рисунки 5, 6. Так, например, на скругленной нижней части воздухозаборника у варианта «v1» образуется зона торможения потока, создающая дополнительное сопротивление, в зависимости от радиуса его скругления. В этом месте часть потока, набегающая на скругленную форму сопла, уходит в воздухозаборник, часть потока воздуха направляется вниз, создавая дополнительное сопротивление, а другая часть проходит вдоль профиля крыла, рисунки 5 а и 6 а. С целью уменьшения сопротивления была сделана профилировка с острым углом - вариант «v2» (рисунки 5 б и 6 б), а также вариант «v3», который более эффективно работает, так как из-за опущенного края воздухозаборника в него попадает больше воздуха и на малых углах атаки, рисунки 5 г и 6 г.

Численные исследования показали, что при недостаточно проработанном моделировании обводов каналов, варианты «v1» и «v2», на внутренней стенке образуется присоединенный срыв потока с возвратным течением, рисунки 5 а, б, и 6 а, б. Следует заметить, что область отрыва занимает около половины длины профилированного канала, точка отрыва располагается у входа в воздухозаборное отверстие и отрывная зона

практически полностью перекрывает его, мешая прохождению воздуха. Таким образом, отрывная зона внутри профилированного канала оказывает негативное воздействие на эффективность перепуска воздуха: снижает скорость прохождения воздуха с нижней на верхнюю поверхность профиля и

меняет направление течения внутри него, вызывая возвратное течение.

По обводам отрывной зоны варианта <су2» было проведено сужение канала варианта <су3», и, таким образом, в нем было устранено возвратное течение, рисунки 5 в и 6 в.

vector-2

Velocity Magnitude

J100 5.00 ID DO 15 DD 2Q.DD 25.00 3D 00 35 DO 4D.00 45 DO 50 DD 55.0D DD.00 D5 DO 70 DD 75.0D 80.00 85 00 3D DD 35.DD 100.00

а)

в)

Рисунок 5 - Векторы скорости в канале для выдува потока (м/с), а = 2°; 5 зак. = 0: а - вариант канала для выдува «v1»; б - вариант канала для выдува «v2»; в - вариант канала для выдува «v3»

На угле атаки а = 18° выдуваемая струя взаимодействует с отрывным течением над профилем, рисунок 6. Вследствие выдува на верхней

поверхности закрылка увеличивается скорость течения, что приводит к возрастанию подъемной силы.

а)

б)

в)

Рисунок 6 - Векторы скорости в канале для выдува потока (м/с), а = 18°;

5 зак. = 0: а - вариант канала для выдува «v1»; б - вариант канала для выдува «v2»; в - вариант канала для выдува «v3»

Численные исследования на закритическом угле атаки показали, что пассивное перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю уменьшает отрывную зону профиля при выдуве из любого варианта канала, рисунок 7.

а)

в)

г)

Рисунок 7 - Поле скоростей (м/с), а = 18°; 8 зак. = 0: а - исходный профиль крыла без канала для выдува, «у0»; б - вариант канала для выдува «у1»; в - вариант канала для выдува «у2»;

г - вариант канала для выдува «у3»

Распределение скоростей по высоте сопла для тангенциального выдува, показано на рисунке 8, где к = ¡1 /I - относительная высота сопла для выдува, к[ - длина отрезка в одну ячейку сетки по высоте сопла, к - длина

линии высоты сопла, построенной по нормали к поверхности профиля. Наибольшая скорость потока на различных углах атаки наблюдается на выходе из канала варианта «у3».

h

0.0 . .

25

50

75

100

V (м/с)

Вариант формы канала для выдува:

а)

h

1.0

0.0 -,-0

25

50

75

100

V (м/с)

Вариант формы канала для выдува:

v3

б)

Рисунок 8 - Распределение скоростей на выходе из щели для выдува воздуха (м/с), 5 зак. = 0: а - а = 2°; б - а = 18°

Основным параметром, характеризующим интенсивность выдува струи воздуха, выходящей через сопло, а также эффективность ее воздействия на изменение аэродинамических характеристик профиля, принято считать коэффициент импульса струи Сц [18, 67 - 70], представляющий собой отношение импульса струи к скоростному напору набегающего потока и площади крыла £ :

шУ 2р ,У:2кг г*,, — з — з з с

—гГ -, (1)

Я* Я РУ Ь , ( )

где т - массовый расход выдуваемого воздуха, уу - скорость воздуха в струе на срезе сопла и в набегающем потоке соответственно, Р], рт-плотность воздуха в струе на срезе сопла и в набегающем потоке соответственно, Нс - высота щелевого сопла, - скоростной напор

набегающего потока, Ь - хорда профиля.

На основе проведенных расчетов и полученных данных скоростей в щели было вычислено распределение коэффициентов импульсов струи, вытекающей из различных вариантов каналов. Коэффициенты импульса в зависимости от варианта канала для выдува показаны на рисунке 9, где Сц - коэффициент импульса струи, выходящей из сопла, а № уаг - номер варианта канала. Видно, что с увеличением угла атаки величина коэффициента импульса выдуваемой струи возрастает. Наибольший коэффициент импульса у выдуваемой струи из канала варианта «у3» как на докритическом, так и на закритическом углах атаки, и он примерно на 20% превышает значения, полученные для других каналов выдува.

а)

б)

Рисунок 9 - Величина коэффициента импульса в зависимости от варианта канала для выдува, 5 зак. = 0: а - а = 2°; б - а = 18°

Режим взлета

На режиме взлета при отклоненном закрылке на 8 зак. = 20° в вариантах каналах для выдува <^1» и <^2» также образуется возвратное течение, как и на крейсерском режиме полета, рисунки 10, 11.

в)

Рисунок 10 - Векторы скорости в канале для выдува потока (м/с), а = 2°; S зак. = 20°: а - вариант канала для выдува «vi»; б - вариант канала для выдува

«v2»; в - вариант канала для выдува «v3»

vector-2

Velocity Magnitude

■jD.OD 5.00 10.00 15.00 20.D0 25.00 30.00 35.00 40.00 45.00 50.00 55.00 60.00 65.00 70.00 75.00 80.00 85.00 90.00 95.00 100.00

в)

Рисунок 11 - Векторы скорости в канале для выдува потока (м/с), а = 18°; § зак. = 20°: а - вариант канала для выдува «у1»; б - вариант канала для выдува

«у2»;в - вариант канала для выдува «уз»

При отклоненном закрылке выдув струи, всегда производится в отрывную зону за ним в зону с возвратным течением и существенно меньшими скоростями, чем выдуваемая струя воздуха. При этом по сравнению с крейсерским режимом полета, канал для выдува находится под наиболее благоприятным углом наклона к основному потоку, который под меньшим углом затекает в канал.

Расчет показал, что профилированный канал для выдува «уЗ» имеет наибольший коэффициент выдува струи и на докритическом и на закритических углах атаки он от 6% до 8 % превышает другие каналы для выдува. Отчетливо видно, что в этом случае практически отсутствует отрывная зона в канале, рисунок 12. Можно считать, что этот вариант соответствует рациональной форме канала для перепуска воздуха.

C

м 0.010

0.005

0

C

м 0.010

0.005

0

2

3

Вариант формы канала для выдува:

М v1

I-1 v2

I-1 v3

а)

2

3

Вариант формы канала для выдува:

М v1

I-1 v2

I-1 v3

№

var

№

var

б)

Рисунок 12 - Величина коэффициента импульса в зависимости от варианта канала для выдува, 8 зак. = 20°: а - а = 2°; б - а = 18°

1

1

Анализ результатов расчета показал, что целесообразное профилирование канала для выдува устраняет возвратное течение в канале и увеличивает скорость прохождения потока через него. Поэтому для дальнейших исследований был выбран вариант профилированного канала <^3», как наиболее рациональный с точки зрения влияния обтекания внутри канала и эффективности выдуваемой струи.

Таким образом, была выполнена модификация обводов канала и найдена его наиболее рациональная форма для решения поставленных задач.

1.2 Применение пассивного метода управления обтеканием механизированного крыла путем выдува струи на закрылок с целью повышения несущих свойств крыла

1.2.1 Объект численных исследований и условия расчета.

Отрыв потока с крыла сопровождается потерей энергии, линии тока отклоняются, сопротивление растет, подъемная сила падает, и образуются обратное течение и застойная зона [71]. Согласно Прандтлю [72], необходимым условием отрыва потока от стенки является возрастание давления в направлении течения, т. е. положительный (или обратный) градиент давления в направлении течения. Таким образом, в общем случае отрыв потока происходит под действием положительного градиента давления и под влиянием ламинарных и турбулентных вязких течений.

Предотвращение или ослабления нежелательных явлений, связанных с отрывом пограничного слоя, играет важную роль в процессе аэродинамического проектирования летательных аппаратов. В связи с этой задачей, с целью уменьшения отрывной зоны и повышения несущих свойств крыла было исследовано применение пассивного метода управления

обтеканием механизированного крыла путем выдува струи на закрылок через дискретно расположенные профилированные каналы.

Численные исследования проведены на прямом крыле с профилем CLARC Y+ относительной толщины 12% и хордой Ь = 0.64 м с протоками для перепуска воздуха на верхнюю поверхность закрылка, а также без проток, рисунок 13. Площадь крыла £ = 2.048 м2, удлинение крыла X = 5.

Данное исследование является продолжением 2D работ (см. часть 1.1) по увеличению подъемной силы при помощи пассивного выдува на закрылок. Закрылок имеет хорду, равную 1/3 хорды профиля крыла.

Вдоль размаха крыла через равные промежутки расположены четыре профилированных сквозных каналов для выдува (перетекания) струек воздуха. Форма каналов была специально спрофилирована с целью минимизации потерь при прохождении воздуха внутри канала и увеличения скорости выдува через сопло на верхнюю поверхность закрылка (см. часть 1.1). Площадь выходного сечения сопла меньше площади входного сечения в 10 раз.

а)

Рисунок 13 - Общий вид профилей: а - профиль и крыло, 8зак. = 0; б - профиль и крыло со щелью для выдува, 8зак. = 0; в - профиль и крыло во взлетном положении закрылка, 8зак. = 20°; г - профиль и крыло во взлетном положении закрылка, 8зак. = 20° со щелью для выдува

Сопло для выдува на закрылок спроектировано так, чтобы поток протекал через щель безотрывным образом и вытекал из узкого среза сопла по касательной к поверхности закрылка. Профилированный сквозной канал для перепуска воздуха, имеющий сравнительно небольшую длину по размаху крыла спроектирован таким образом, что выходящий из него под углом к направлению вектора местной скорости потока на крыле, воздух

сворачивается в вихри, а выдув на происходит по касательной к верхней поверхности закрылка. Схема крыла с отверстиями и направление выдува показаны на рисунке 14.

Рисунок 14 - Схема крыла с отверстиями для выдува (м)

Для расчетов в программе АШУБ 1СЕМ была построена структурированная сетка, содержащая около 10 миллионов ячеек, рисунок 15. Для разрешения пограничного слоя создана специальная сетка типа o-grid, построенная по нормали к поверхности и содержащая по высоте 20 ячеек. При моделировании области пограничного слоя высота первой ячейки, вблизи поверхности крыла, выбиралась такой, чтобы пограничный слой вместил достаточное количество ячеек для расчета пристеночной функции. Значение параметра у+ в первом пристеночном узле было у+ = 0.52.

К.

Рисунок 15 - Расчетная сетка для крыла с отверстиями для выдува,

8 = 20°

8зак. 20

Расчеты проведены с использованием программы ANSYS Fluent при числе Re = 3.5-106 в диапазоне углов атаки а = -5° ^ 20°, скорости набегающего потока V = 80 м/с для крейсерской (8 зак = 0) и взлетной (8 зак = 20°) конфигурации крыла. Атмосферное давление p = 101325 Па, температура окружающей среды принята равной t = 15°С.

В расчетах использована k-s-realizable модель турбулентности [73] с учетом влияния градиента давления и улучшенным моделированием параметров турбулентности вблизи стенки. В пристеночной области использовалась однопараметрическая модель турбулентности, адаптированная к течениям в пограничном слое [74]. Модель турбулентности k-s-realizable основана на совместном решении уравнений переноса импульса, кинетической энергии k и скорости диссипации s турбулентных пульсаций, она содержит альтернативную формулировку для турбулентной

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Йе Хтун, 2026 год

Список литературы

1. Бублик Н.Д., Чувилин Д.В., Шафиков Г.А. Анализ возможностей и практики использования беспилотных транспортных систем в региональных авиационных грузоперевозках // Вестник Евразийской науки, 2018 №2, https://esj.today/PDF/09ECVN218.pdf (доступ свободный). Загл. с экрана. Яз. рус., англ. DOI: 10.15862/09ECVN218

2. Махоткин А.А. Инновационные решения в логистике с использованием БПЛА как фактор развития экономики страны // Управление организационно-экономическими системами: Сборник трудов научного семинара студентов и аспирантов института экономики и управления (25 - 30 ноября 2024 г.). Выпуск 25 / Под общ. ред. Д.Ю. Иванова. Самара: Издательство ООО «САМАРАМА», 2025 - С. 286-288

3. Лунина Е.С., Ермаков И.А., Беспилотные летательные аппараты в логистике:зарубежный и отечественный опыт // Вестник университета № 5/2024, С. 68-77. DOI 10.26425/1816-4277-2024-5-68-77

4. Дроны и будущее логистики [Электронный ресурс]. URL: https://asstra.ru/novosty/ novosti-kompanii/2017/07/drony-i-budushhee-logistiki/ (дата обращения 21.03.2020).

5. Абрамова М.Ю., Шафиев Р.М., Перспективы применения беспилотных летательных аппаратов международными розничными сетями (на примере компании AMAZON) // Экономические науки, International Journal of Humanities and Natural Sciences, vol. 12-4 (51), 2020 С. 70-73. DOI: 10.24411/2500-1000-2020-11499

6. Герасименко И.С., Негров Н.С. Применение дронов в складском хозяйстве // «Научно-практический электронный журнал Аллея Науки» №7(34) 2019. Alley-science.ru

7. Машненков Д.В. Перспективы использования БПЛА в логистике // Инновации и инвестиции. № 6. 2023. С. 168-171

8. Михайлов Ю.С. Увеличение эффективности органов управления дозвуковых самолетов короткого взлета и посадки // Научный Вестник МГТУ ГА, 2019, Том 22, № 02, С. 75-84

9. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории: утв. Постановлением 35-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 23 октября 2015 года. М.: Авиаиздат, 2015. 288 с.

10. Курилов В.Б. Исследования адаптивной механизации задней кромки крыла магистрального самолета // Вестник Московского авиационного института. 2024. Т. 31. № 2. С. 23-34. URL: https://vestnikmai.ru/publications.php?ID=180645

11. Брутян М.А., Потапчик А.В., Раздобарин А.М., Слитинская А.Ю. Влияние струйных вихрегенераторов на взлетно-посадочные характеристики крыла с предкрылком // Вестник Московского авиационного института. 2019 Т. 26, № 1, С. 19-26.

12. Брутян М.А., Волков А.В., Потапчик А.В. Экспериментальное исследование пассивного способа ослабления трансзвукового бафета // Письма в журнал технической физики. 2019. Т.45, вып.21, С.19-21. DOI: 10.21883/PJTF.2019.21.48467.17881.

13. Абрамова К.А., Брутян М.А., Волков А.В., Петров А.В., Потапчик А.В., Судаков В.Г. Исследования средств управления обтеканием крыльев магистральных самолетов на крейсерских режимах полета // Труды ЦАГИ. 2019. Выпуск № 2783. С.18-30.

14. Брутян М.А., Петров А.В., Потапчик А.В. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем // Патент на изобретение, №2615251, гос. рег. 04.04.2017.

15. Губский В.В. Применение адаптивной механизации на легком транспортном самолете // Труды МАИ. 2013. № 68. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=41737

16. Brunet V., Dandois J., Verbeke C. Recent onera Flow Control Research on Higher-Lift Configurations // Journal Aerospace Lab. 2013. Issue 6, http://www.aerospacelab-journal.org/al6/recent-onera-flow-control-research-on-higher-lift-configurations.

17. Брутян М.А. Задачи управления течением жидкости и газа. М.: Наука, 2015. - 256 с.

18. Петров А.В. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла. М.: Физматлит, 2011. - 402 с.

19. Моторин Е.В, Назаров Д.В. Влияние паарметров выдуваемой плоской струи на аэродинамические характеристики профиля // Сборник трудов XXIV Всероссийской конференции по кправлению движением и навигации летательных аппаратов. 2022, С. 113-116.

20. Павленко О.В., Петров А.В., Пигусов Е.А. Исследования обтекания высоконесущего крылового профиля с комбинированной энергетической системой увеличения подъемной силы крыла // Вестник Московского авиационного института. 2020. Т. 27, № 4, с. 7-20. DOI: 10.34759/vst-2020-4-7-20.

21. Павленко О.В., Пигусов Е.А. Численное исследование особенностей обтекания отсека крыла с системой тангенциального выдува струи на закрылок // Автоматизация. Современные технологии, Т. 72, № 4. 2018, с. 166-171.

22. Власов В.А., Жулев Ю.Г., Наливайко А.Г. Исследование интерференции струи с поверхностью крыла // Ученые записки ЦАГИ. 2001. Т. XXXII, № 1-2. С. 83-89.

23. Konig J., Hansen H., Coustols E., Dobrzyinski W. New technologies in low speed aerodynamics wind tunnel and flight test demonstrated in AWIATOR. // European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering ECCOMAS 2004. Jyvaskyla.

24. Abbas F., Mahmood F.. Бабенко B.B., Ищенко С.А. Влияние генераторов вихрей на аэродинамические характеристики модели самолета «АЭРОПРАКТ А-20». //Прикладна пдромеханка. Том 14, № 4. Киев. 2012. С. 47 - 58.

25. Meunier M., Brunet V. High-Lift Devices Performance Enhancement Using Mechanical and Air-Jet Vortex Generators // Journal of Aircraft Vol. 45. № 6. November-December 2008.

26. Souckova N., Kuklova J., Popelka L., Matejka M. Visualizatio of flow separation and control by vortex generators on an single flap in landing configuration // EPD Sciences, 2012.

27. Брутян М.А., Волков А.В., Вышинский В.В., Потапчик А.В., Раздобарин А.М. Модификация формы генератора вихрей с целью повышения его эффективности // Учен. зап. ЦАГИ. 2023. Т. LIV. № 1. С. 21-33.

28. Жулев Ю.Г., Иншаков С.И., Макаров В.И., Неймарк Р.В. Возможности использования пристенных струй для управления обтеканием крыльев в широком диапазоне углов атаки // Ученые записки ЦАГИ. 1995. Т. XXVI, № 1-2. С. 59-64.

29. Lowford J. А, Forster D.N. Low speed wind tunnel tests on а wing section with plain leading and trailing edge flaps having boundary layer control bу blowing // ARC RM. 1970, № 3639.

30. Петров АВ., Шеломовская В.В. Метод расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока на профиле крыла // Труды ЦАГИ. - 1979. Вып. 1977.

31. Phelps A.E. Aerodynamics of the Upper Surface Blown Flap. Conference on STOL Technology, NASA SP-320, 1972. Paper 9, pp. 97-110.

32. Азиз М.А., Эльсайед A.M., Численное исследование и оптимизация управления течением на крыле с использованием пассивных струй воздуха // Теплофизика и аэромеханика, 2019, том 26, № 3

33. Young В .A. Lateral control with High Lift Devices // R&M. 1951. № 2583.

34. Болотова А.И. Возможности использования беспилотного летательного аппарата для развития транспортно-логистических систем // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2020. Том 3, С. 251-253

35. Рыбалкина А.Л., Спирин А.С., Трусова Е.И. Уменьшение влияния неблагоприятных метеорологических условий в аэропортах местного значения // Научный Вестник МГТУ ГА, Том 21, № 03, С. 101 - 114. 2018.

36. Амелюшкин И. А., Павленко О.В., Кинса С.Б., Кудров М.А., Йе Хтун, Снижение влияния метеорологических условий на аэродинамические характеристики летательного аппарата // Международная конференция ФизикА.СПб, 21-25 октября 2024 г., г. Санкт-Петербург. В сборнике тезисов конференции С. 408-409

37. Дьячков Д.В., Золотарев О.В. Анализ статистики авиакатастроф на основе исследования множества факторов // Материалы 8-ой

Международной конференции COGSCI. 2020, V 1. Часть 2, С. 289 - 320, DOI: 10.30987 / conference article_5fd755c09f2c91.06817396.

38. Сафонова Т.В. Авиационная метеорология // Учебное пособие. Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (Институт), Ульяновск, УВАУ ГА(И), 2009, 238 с.

39. Брутян М.А., Вышинский В.В., Ляпунов С.В. Основы дозвуковой аэродинамики. М.: Наука. 2021, 269 с.

40. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. - М.: Изд-во стандартов, 179 с, 1981.

41. Миняев В.В. Расчет параметров атмосферы с учетом влажности воздуха // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. "Естественные науки", №2, С. 106 - 120, 2004.

42. Белоусов В.С., Нейская С.А., Ширяева Н.П., Ясников Г.П. Термодинамические свойства и процессы влажного воздуха // ГОУ ВПО УГТУ-УПИ, С. 3, 2005.

43. Струнин М.А., Методы исследования термодинамического состояния атмосферы с помощью самолета-лаборатории // справочное пособие для научных работников и инженеров-метеорологов, Москва 2020, С. 211.

44. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во стандартов, С. 179, 1981.

45. Миняев В.В., Расчет параметров атмосферы с учетом влажности воздуха // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. "Естественные науки", №2, С. 106-120, 2004.

46. Горячев А.В., Горячев П.А., Жулин В.Г., Гребеньков С.А. Расчетно-аналитическое исследование в обеспечение подтверждения эффективности

защиты авиационного двигателя от воздействий дождя и шквального града // Авиационные двигатели 2019, №4 (5), С. 19-30

47. Брутян М.А., Вышинский В.В., Ляпунов С.В.. Основы дозвуковой аэродинамики. М.: Изд-во «Наука», 2021, 269 с.

48. Брутян М.А., Потапчик А.В., Раздобарин А.М., Слитинская А.Ю. Влияние струйных вихрегенераторов на взлетно-посадочные характеристики крыла с предкрылком // Вестник МАИ. 2019. Т. 26. №1, С.19-26.

49. Брутян М.А., Волков А.В., Потапчик А.В., Слитинская А.Ю. Крыло самолета // Патент на изобретение, №2672234, гос. рег. 12.11.2018.

50. Кочурова А. А., Русаев А. Ю., Груздь С. А. Исследование влияния химического состава воздушной среды на аэродинамику полета малых летательных аппаратов // Химическая физика и мезоскопия. 2024. Т. 26, № 1, С. 31-41, https://doi.org/10.62669/17270227.2024.L3

51. Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Обеспечение безопасности полета воздушных судов с учетом новых сертификационных требований // Научный Вестник МГТУ ГА. 2019. Т. 22, №3, С. 45-56

52. Ша М., Сунь И. Исследование повреждений оргстекла летательных аппаратов в условиях высокоскоростного дождевого каплеудара // Вестник МАИ. 2022. Т. 29. № 3. С. 65-76.

53. Heymann F.J. On the Shock Wave Velocity and Impact Pressure in HighSpeed Liquid-Solid Impact // Journal of Fluids Engineering. 1968. Vol. 90. No. 3, pp. 400-402. DOI: 10.1115/1.3605114.

54. Шевяков В.И. Инженерный метод определения соответствия воздушных судов сертификационным требованиям для условий обледенения // Научный вестник МГТУ ГА, 2013, № 188, С. 46-52

55. McDonald J.E. The shape and aerodynamics of large raindrops // Journal of meteorology. 1954. Vol. 11, pp. 478-494

56. Satheesh С., Parthasarathy G. Analysis of Airfoil Aerodynamic Performance in Heavy Rain // International Journal of Novel Research in Engineering and Science Vol. 2, Issue 1, pp: 41-49, Month: March 2015 - August 2015, Available at: www.noveltyjournals.com

57. Tung Wan, Shi-Wei Wu Aerodynamic analysis under influence of heavy rain // 24th International conference of the aeronautical science (ICAS). 2004, pp. 1-9

58. Рухлинский В.М., Тяппо А.Е. Исследование изменений взлетно-посадочных характеристик самолетов в условиях экстремальных воздействий внешней среды // Научный вестник МГТУ ГА. 2011. № 173. С. 43-47.

59. Чирихин А.В. Течение конденсирующихся и запыленных сред в соплах аэродинамических труб // Москва. Физматлит. 2011. 280 с.

60. Козлова М.В., Соколов П.С., Банников А.В. Исследование влияния реальных физических свойств влажного воздуха на точность расчета тепломассообменных процессов // Вестник ИГЭУ, 2020, выпуск 4, С. 5-13

61. Arlrachakaran S.J., Brill J.P. (1992): State of Art in Multiphase Flow, Journal of Petroleum Technology, Vol. 44, No. 5, May 1992, pp. 538-541.

62. Issa R.I., Oliveira P.J. (1993): Numerical Prediction of Phase Separation in Two-Phase Flow through Junctions. Computers Fluid, Vol. 23, No. 2, February 1993, pp. 347-372.

63. Walters L.C., Soliman H.M., Sims G.E. (1998): Two-Phase Pressure Drop and Phase Distribution at Reduced Tee Junctions, International Journal of Multiphase Flow, Vol. 24, No. 5, August 1998, pp. 775-792.

64. Быков Л.В., Индруленайте Я.А., Пашков О.А. Решение задачи дозвукового обтекания аэродинамической поверхности двухфазным вязким сжимаемым потоком с учетом взаимодействия фаз // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2018, № 11 (704), С. 68-77

65. Петров А.В. Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы // М.: Инновационное машиностроение, 2018. 736 с.

66. http://airfoiltools.com/plotter/index7airfoiHclarky-il.

67. Olga V. Pavlenko, Evgeny А. Pigusov, Numerical Investigation of the Aerodynamic Loads and Hinge Moments of the Flap with Boundary Layer Control, The Eighth Polyakhov's Reading AIP Conf. Proc. 1959, 050012-10500128; https://doi.org/10, 1063/1.5034640, Published by AIP Publishing. 978-0-7354-1660-4/$30.00, 2018

68. Павленко О.В., Пигусов Е.А., Особенности применения тангенциального выдува струи на поверхность крыла летательного аппарата в условиях обледенения // Вестник Московского авиационного института. 2020 Т. 27, №2, С. 7-15. DOI: 10.34759/vst-2020-2-7-15

69. E.A. Pigusov, M.A. Golovkin, O.V. Pavlenko, Flow modelling of slotted slat on spin model // St. Petersburg Polytechnic University Journal. Physics and Mathematics. 2023. Vol. 16. No. 1.1 Научно-технические ведомости СПбГПУ. Физико-математические науки. 16 (1.1) 2023, Conference materials UDC 629.735.33.05 DOI: https://doi.org/10.18721/JPM.161.152, p. 315-319

70. Головкин В. А., Головкин М.А., Горбань В. П., Ефремов А.А., Крицкий Б.С., Павленко О.В., Ципенко В. Г., Критерии подобия при моделировании работы элементов щелевой механизации крыла в штопорном эксперименте // Ученые записки ЦАГИ, Т LIII, № 1, 2022 г., стр. 3-21

71. Чжен П. Отрывные течения // Издательство «Мир». Москва 1972. 300 с.

72. Pearcey H.H. Shock-induced separation and its prevention, boundary layer and flow control // ed. by C.V. Lachmann, Vol. 2, Pergamon press, N.Y., 1961, pp. 1166-1344.

73. Shih T.H., Liou W.W., Shabbir A., Zhu J.A. New k-e Eddy-Viscosity Model for High Reynolds Number Turbulent Flows - Model Development and Validation // Computers Fluids 24(3): pp. 227-238, 1995.

74. Wolfshtein M. The Velocity and Temperature Distribution in One-Dimensional Flow with Turbulence Augmentation and Pressure Gradient // International Journal of Heat and Mass Transfer, Volume 12, № 3, March 1969, pp. 301-318.

75. Занин Б.Ю., Козлов В. В. Вихревые структуры в дозвуковых отрывных течениях: Учеб. пособие / Новосиб. гос. ун-т. Новосибирск, 2011. 116 c.

76. Bippes H., Jacob H., Turk M. Experimental investigations of the separated flow around a rectangular wing // DFVLR-FB. 1981. № 81-12 (in German). 55 p.

77. Bippes H. Experimental investigation of topological structures in threedimensional separated flow // Boundary-Layer Separation (Eds. F. T. Smith, S. N. Brown). Berlin: Springer-Verlag, 1987. P. 379-382.

78. Tobak M., Peake D. J. Topological structures on three-dimensional separated flows // AIAA Pap. 1981. № 81-1260. 17 p.

79. Dallman V. Topological structures on three-dimensional vortex flow separation // AIAA Pap. 1983. № 83-1735. 25p.

80. Головкин М.А., Горбань В. П., Симусева Е. В., Стратонович А. Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях // Ученые записки ЦАГИ. 1987. Т. 18, № 3. С. 1-12.

81. Брутян М.А., Йе Хтун, Применение пассивного метода управления обтеканием механизированного крыла путем выдува струи на закрылок с целью повышения несущих свойств // Вестник Московского авиационного института. 2025. Т. 32. № 1. С. 26-33. URL:

https://vestnikmai.ru/publications.php?ID=184446 EDN: https://www.elibrary.ru/WGXJLG

82. Руководство пользователя программы FLUENT

83. Сидорова Л.П. Метеорология и климатология // Министерство образования и науки Российской Федерации ФГАОУ ВПО УрФУ, Часть 1. Метеорология, C.19, 2015.

84. Брутян М.А., Йе Хтун, Павленко О.В. Влияние влажности на взлетно-посадочные характеристики профиля крыла // Труды МФТИ, Механика, 2024. Том 16, № 1, С. 112-118.

85. Брутян М.А, Павленко О.В., Йе Хтун Особенности влияния влажного воздуха на аэродинамические характеристики механизированного крыла на режиме взлета // Журнал технической физики. 2024. Т. 94. № 12. С. 20982101

86. Brutyan M.A., Ye Htun, Pavlenko O.V. Numerical simulation of air humidity influence on the take-off aerodynamic characteristics of a wing airfoil with a flap // X Polyakhovs Reading, Proceedings of the International Scientific Conference on Mechanics, Saint-Petersburg, 2024, p. 287-291

87. Брутян М.А., Павленко О.В., Йе Хтун Особенности влияния влажного воздуха на аэродинамические характеристики крыла на режиме взлета // Международная конференция ФизикА.СПб, 21-25 октября 2024 г., г. Санкт-Петербург. В сборнике тезисов конференции С. 404-405

88. Брутян М.А., Йе Хтун, Павленко О.В. Численное исследование особенностей обтекания механизированного профиля крыла на взлетно-посадочных режимах полета во влажном воздухе // Вестник Московского авиационного института. 2024 Т. 31, №3, С. 7-13