Аэродинамический профиль
AERODYNAMIC PROFILE

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета.
Форма аэродинамических профилей оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыльев. Известно большое количество аэродинамических крыльевых профилей, отличающихся различным сочетанием геометрических параметров, используемых для описания их формы. Все известные аэродинамические профили для дозвуковых и околозвуковых скоростей, которые применяются на крыльях летательных аппаратов, включают следующие основные части: носовую часть округлой формы, верхнюю и нижнюю поверхности, плавно сопрягающиеся с носовой частью, и хвостовую часть, являющуюся областью соединения верхней и нижней поверхностей с задней кромкой профиля. Во многих случаях аэродинамические профили описываются формой и параметрами средней линии, симметричной части, величиной радиуса носовой части профиля и углом между касательными линиями верхней и нижней поверхностей на задней кромке. Более детально (информативно) формы верхней и нижней поверхностей аэродинамического профиля описываются характером распределения и значениями кривизны поверхностей вдоль хорды профиля. Кривизной поверхности аэродинамического профиля называется величина обратная радиусу касательной окружности поверхности, выраженному в долях хорды аэродинамического профиля. Величину кривизны поверхности принято считать положительной, когда касательная окружность располагается над поверхностью (выпуклость поверхности направлена вниз). Когда касательная окружность располагается под поверхностью (выпуклость поверхности направлена вверх) величину кривизны поверхности принято считать отрицательной.
У большинства аналогов задние кромки профилей выполняются затупленными с толщиной 0.2-1.0% хорды профиля, что позволяет уменьшить углы наклона и кривизну верхней поверхности в хвостовой части профиля. Благодаря подобному затуплению задней кромки, в ряде случаев, удается несколько снизить волновое (связанное с возникновением скачка уплотнения) сопротивление профилей при больших дозвуковых скоростях. Однако при этом увеличивается сопротивление при малых и умеренных скоростях полета. В ряде случаев утолщение задней кромки выполняется из конструктивных требований и имеет относительную толщину 0.1-0.2% хорды.
Аналогами заявляемого изобретения являются аэродинамические профили сверхкритического типа, защищенные патентами: US 4.524.928; GB 2.072.600; DE 2.608.414; DE 3.140.351; DE 2.626.276; РСТ WO 85/03051. Указанные профили обычно имеют отрицательную вогнутость средней линии в области максимальной толщины и положительную вогнутость средней линии в области, расположенной на 70-80% хорды до задней кромки. На аэродинамических профилях данного типа околозвуковой кризис обтекания (резкий рост сопротивления) наступает при более высоких значениях числа Маха по сравнению с профилями других типов.
В качестве прототипа заявляемого изобретения принята группа аэродинамических профилей сверхкритического типа, которые используются на крыльях современных российских пассажирских самолетов и защищены патентом RU 2406647 С1, 2009, МПК В64С 3/14. В патенте RU 2406647 С1 данная группа аэродинамических профилей характеризуется рядом признаков, которые приведены в формуле патента RU 2406647 С1 в пунктах 5, 12, 17, 22.
Для сопоставления с заявляемым аэродинамическим профилем наиболее важными, по нашему мнению признаками, содержащимися в формуле патента RU 2406647 С1, являются следующие признаки:
• верхняя поверхность профилей имеет отрицательную (с выпуклостью вверх) кривизну от носка профиля до 85-95% хорды и положительную (с выпуклостью вниз) кривизну с значением, не превышающим 0.45 от 85-95% хорды до задней кромки;
• угол между касательными линиями к верхней и нижней поверхностям на задней кромке (законцовке профиля) выбирается от 1.1° до 15.5°, в зависимости от максимальной относительной толщины аэродинамического профиля.
Общими недостатками приведенных аналогов и прототипа заявляемого изобретения являются снижение подъемной силы и дополнительное аэродинамическое сопротивление аэродинамических профилей, обусловленное образованием толстого пограничного слоя в хвостовой части у задней кромки профиля. Значительная толщина пограничного слоя на верхней поверхности у задней кромки профиля вызывает отклонение вверх потока в хвостовой части профиля, что приводит к уменьшению подъемной силы. Наличие толстого пограничного слоя вызывает увеличение скорости потока в хвостовой части профиля и уменьшение давления в области задней кромки профиля, что приводит к уменьшению донного давления (уменьшению «подталкивающей» силы, направленной против потока) и дополнительному аэродинамическому сопротивлению.
Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы аэродинамического профиля на крейсерских режимах полета.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический профиль, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой и хвостовую часть с задней кромкой, соединенные верхней и нижней поверхностями, выполнен с верхней поверхностью, имеющей локальный максимум абсолютного значения отрицательной кривизны, расположенный в области от 0.92 до 1.0 хорды профиля; при этом максимум абсолютного значения отрицательной кривизны выбирается в диапазоне от -3 до -7. Форма нижней поверхности хвостовой части выполнена с касательной линией на задней кромке, пересекающей касательную линию к верхней поверхности профиля на задней кромке под углом 10-25°
Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении локального увеличения кривизны хвостовой части верхней поверхности в области от 0.92 до 1.0 хорды профиля с максимумом абсолютного значения отрицательной кривизны в диапазоне от -3 до -7, чем создается дополнительное отклонение потока вниз, что приводит к увеличению подъемной силы. Данное решение направлено на уменьшение отклонения потока вверх, вызываемое пограничным слоем. Увеличение кривизны хвостовой части верхней поверхности в области от 0.92 до 1.0 хорды профиля в сочетании с выполнением нижней поверхности профиля с касательной линией на задней кромке, пересекающей касательную линию к верхней поверхности профиля на задней кромке под углом 10-25°, приводит к усилению взаимного столкновения потоков с верхней и нижней поверхностей за задней кромкой аэродинамического профиля. Данное решение приводит к увеличению величины давления в области задней кромки (хвостовой части) профиля, что вызывает увеличение «подталкивающей силы» и уменьшение аэродинамического сопротивления.
На фиг. 1 представлена форма заявляемого аэродинамического профиля.
На фиг. 2 представлено сравнение хвостовых частей от 94% хорды заявляемого (нового) аэродинамического профиля и аэродинамического профиля прототипа.
На фиг. 3 представлено сравнение распределений кривизны К верхних поверхностей вдоль хорды заявляемого (нового) аэродинамического профиля и аэродинамического профиля прототипа.
На фиг. 4 представлена форма хвостовой части от 98% хорды, заявляемого (нового) аэродинамического профиля и касательные линии к верхней и нижней поверхностям на задней кромке.
На фиг. 5 представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки, а на крейсерской скорости полета для заявляемого (нового) аэродинамического профиля и аэродинамического профиля прототипа.
На фиг. 6 приведены сравнения расчетных зависимостей распределений коэффициента давления Ср(х) вдоль хорды, а также соответствующие значения аэродинамических коэффициентов подъемной силы Су, сопротивления Сх и продольного момента Mz на крейсерской скорости полета для заявляемого (нового) аэродинамического профиля и аэродинамического профиля прототипа.
Заявляемый аэродинамический профиль включает носовую часть с закругленной передней кромкой 1 и хвостовую часть 2 с задней кромкой 3, соединенные верхней поверхностью 4 и нижней поверхностью 5 (фиг. 1, 2).
Верхняя поверхность 4 хвостовой части 2 профиля в области от 92% до 100%) хорды выполнена с отрицательной кривизной К, имеющей максимум 6 с диапазоном значений кривизны от -3 до -7 (фиг. 3).
Нижняя поверхность 5 профиля на задней кромке 3, выполнена с касательной линией 7, пересекающей касательную линию 8 к верхней поверхности 4 профиля на задней кромке 3 под углом 10°-25° (фиг. 4).
Численное моделирование обтекания профиля прототипа и предлагаемого профиля было проведено с использованием апробированного расчетного метода VISTRAN [С.В. Ляпунов, А.В. Волков. Метод расчета трансзвукового обтекания профиля с учетом изменения энтропии на скачках уплотнения // Ученые записки ЦАГИ. - 1993. - Т. XXIV, №1, с. 3-11] и известного пакета программ ANSYS CFX [В.В. Вышинский В, Г.Г. Судаков. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования // Труды ЦАГИ. Вып. 2673. 2007. 22 с.].
Проведенные систематические расчеты показали, что предлагаемый (новый) аэродинамический профиль имеет более высокие значения коэффициента подъемной силы на крейсерских режимах полета (Су=0.4-0.5). Как видно из фиг. 5 крейсерские значения коэффициента подъемной силы у нового профиля достигаются на меньших углах атаки, что способствует уменьшению уровня скоростей на участке «полочного» распределения коэффициента давления и уменьшению коэффициента сопротивления профиля (ΔСх=0.0025), см. фиг. 6.