No abstract

In this paper, we addressed the flow patterns over a light boxplane scale model to explain the previously discovered disagreement between its predicted and experimental aerodynamic characteristics. By tuft flow and CFD visualization, we explored the causes yielding a large zero lift pitching moment coefficient, lateral divergence, difference in fore and aft elevator lift, and poor high lift performance of the aircraft. The investigation revealed that the discrepancy in the pitching moment coefficient and lateral stability derivatives can be attributed to insufficient accuracy of the used predictive methods. The difference in fore and aft elevator lift and poor high lift performance of the aircraft may occur due to the low local Reynolds number, which causes the early flow separation over the elevators and flaperons when deflected downward at angles exceeding 10°. Additionally, some airframe changes are suggested to alleviate the lateral divergence of the model.

Cпецифическим аспектом выбора основных параметров легкого самолета с крылом коробчатой схемы является определение соотношения значений площади и подъемной силы крыльев, поскольку здесь ограничение по статической устойчивости неизбежно снижает преимущества коробчатой схемы перед консольной в области аэродинамики. Представлен подход к аналитическому определению рационального соотношения подъемной силы переднего и заднего крыльев легкого самолета коробчатой схемы для обеспечения заданной статической устойчивости при минимально возможном приросте лобового сопротивления. В предлагаемой компоновке отсутствует горизонтальное оперение, поскольку управление и балансировка по тангажу осуществляются с помощью элевонов. Представлен расчет продольной балансировки такого самолета в горизонтальном полете для трех вариантов балансировки: элевоны на переднем крыле, элевоны на заднем крыле и элевоны на обоих крыльях. Показано, что прирост лобового сопротивления, связанный с балансировкой самолета, существенно выше при отклонении элевонов, расположенных на переднем крыле, чем при отклонении задних элевонов либо при синхронном отклонении элевонов на обоих крыльях. Произведена оценка прироста индуктивного сопротивления вследствие обеспечения заданной продольной статической устойчивости. Расчет балансировочного сопротивления был проведен для самолета с крылом коробчатой схемы, а также для эквивалентного ему моноплана (моноплан, спроектированный по тому же техническому заданию, имеющий ту же площадь крыла и тот же размах крыла). В результате было показано, что балансировочные потери самолета с крылом коробчатой схемы существенно выше потерь эквивалентного моноплана при любом варианте балансировки. Ключевые слова: устойчивость, балансировка, центровка, скос потока, фокус, момент тангажа, самолет коробчатой схемы.

No abstract

This study aimed to explore the directional stability issues of a previously studied light box-wing aircraft model with a pusher propeller engine in the fuselage aft section. Earlier configurations have included the use of fuselage together with a lifting system consisting of two wings joined together at their wingtips with vertical stabilizers. However, these side vertical surfaces failed to provide the aircraft with sufficient directional stability, thus prompting the quest in this study for novel solutions that would exclude the need for a fuselage extension and a typical fin. Solutions included the use of a ducted propeller and few configurations of small “fishtail” vertical fins, which formed part of the aft fuselage itself and coupled with vortex generators on the fuselage surface to improve their interference and heal flow separation at the fuselage aft cone. The results of wind tunnel testing were supported with CFD simulations to explain the flow behavior of each of the studied solutions. Tuft visualization and computed flow patterns allowed identification of the sources of the observed low efficiency in terms of directional stability of the fishtail against a simple idle duct without a propeller. A final configuration with a duct and a modified version of the fuselage fins was achieved that provides enough yaw stability margins for a safe flight.