Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности со стреловидной передней кромкой
METHOD FOR CONTROLLING BOUNDARY LAYER ON AERODYNAMIC SURFACE WITH SWEPT FRONT EDGE

Изобретение относится к авиационной технике к способу управления пограничным слоем для снижения сопротивления летательного аппарата (самолета) за счет увеличения части поверхности с ламинарным пограничным слоем.
Уменьшение сопротивления среды является одним из наиболее перспективных способов увеличения эффективности современного летательного аппарата, например коммерческого самолета со стреловидными крыльями. Полное сопротивление современного пассажирского самолета складывается из множества различных составляющих, однако почти половину его величины составляет так называемое турбулентное трение, т.е. трение, возникающее при взаимодействии турбулентного потока воздуха в пограничном слое с аэродинамической поверхностью. Естественно, что значительные усилия исследователей и инженеров направлены на поиск способов снижения этой составляющей сопротивления аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Один из самых эффективных способов уменьшение потерь на турбулентное трение - это ламинаризация, т.е. удлинение зоны ламинарного обтекания аэродинамической поверхности летательного аппарата. Эффективность ламинаризации очевидна, поскольку трение ламинарного потока о поверхность ЛА примерно в пять раз ниже турбулентного. Известно при этом, что длина ламинарной области обтекания определяется, неустойчивостью пограничного слоя, т.е способностью пограничного слоя усиливать случайные малые возмущения скорости, возникающие в нем до критически больших амплитуд, что и приводит к разрушению изначально ламинарного режима обтекания и его переходу в турбулентное состояние. Таким образом, уменьшение неустойчивости пограничного слоя (при прочих равных условиях), означает удлинение области ламинарного обтекания и следовательно, уменьшение потерь на преодоление сопротивления трения. На аэродинамических поверхностях со стреловидной передней кромкой имеет место специфический тип неустойчивости, который приводит к усилению в ламинарном пограничном слое продольных вихрей. Этот тип неустойчивости обуславливается поворотом вектора скорости внутри пограничного слоя при приближении к поверхности крыла. Ослабить этот вид неустойчивости течения, именуемый неустойчивостью поперечного течения, можно с помощью отклонения потока в пограничном слое в противоположную сторону.
Такой способ ламинаризации обтекания аэродинамической поверхности крыла со стреловидной передней кромкой за счет отклонения вектора скорости в пограничном слое в направлении от корня крыла к его концевой части с помощью коронного разряда предложен в патенте SU №1475052 МПК В64С 21/00. Недостатком данного активного способа управления является необходимость расхода энергии для питания разряда и технологические трудности интеграции электродов в обшивку, утяжеление и усложнение конструкции крыла.
Кроме активных способов управления широко применяются и пассивные методы управления пограничным слоем (без подвода энергии), большую группу из которых составляют методы связанные с созданием мелкомасштабного рельефа обтекаемой аэродинамической поверхности. Они не требуют существенных модификаций конструкции летательного аппарата и зачастую могут применяться на поверхностях уже произведенных самолетов, например методом аппликации рельефа на изначально гладкую поверхность крыла. Например, известен способ и устройство для управления турбулентным пограничным слоем с помощью поверхности с ребрами (риблетами) ориентированными вдоль внешних линий тока (Патент США №5069403, МПК В64С 21/10, 1991 г.). Продольно ориентированные ребра на аэродинамической поверхности снижают трение в турбулентном пограничном слое за счет уменьшения переноса импульса от потока к поверхности.
Наиболее близким к предлагаемому способу управления обтеканием аэродинамической поверхности является способ снижения сопротивления за счет установки ориентированных вдоль потока ребер (риблетов) в области нелинейного усиления возмущений на заключительной стадии ламинарно-турбулентного перехода, где нарастающими возмущениями в пограничном слое являются продольные вихри (Патент RU №2086473, МПК В64С 21/02). Однако рельеф поверхности состоящий из ребер ориентированных вдоль потока дает снижение сопротивления, только если он расположен в области разрушения ламинарных продольных вихрей, т.е на заключительной стадии ламинарно-турбулентного перехода. Применение продольно ориентированного рельефа на большей части ламинарно обтекаемой поверхности, где происходит нарастание возмущений пограничного слоя, приводит к негативному результату - к увеличению сопротивления за счет увеличения площади омываемой поверхности и за счет сдвига ламинарно-турбулентного перехода ближе к передней кромке.
Задачей изобретения является снижение сопротивления летательного аппарата (самолета) имеющего аэродинамические поверхности со стреловидными передними кромками путем ламинаризации их обтекания.
Технический результат достигается благодаря предложенному способу изобретения, который состоит в создании на ламинарном участке аэродинамической поверхности (например крыла или хвостового оперения) такого рельефа поверхности, который положительно модифицирует профили скорости внутри пограничного слоя и таким образом замедляет скорость усиления неустойчивых продольных вихрей, что приводит к удлинению (увеличению) ламинарного участка обтекания аэродинамической поверхности. Такой рельеф может включать ребра, выступы, впадины, либо другие удлиненные прямолинейные и непрямолинейные элементы рельефа ориентированные под углом к местному направлению потока, с отклонением в сторону передней кромки аэродинамической поверхности.
Задача изобретения решается благодаря способу управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности со стреловидной передней кромкой, который включает воздействие на поток удлиненными элементами рельефа, размещенными на аэродинамической поверхности. Согласно изобретению удлиненные элементы рельефа располагают на ламинарном участке обтекания аэродинамической поверхности, в области нарастания продольных вихрей неустойчивости и ориентируют удлиненные элементы рельефа вдоль таких направляющих линий, касательные к которым преимущественно параллельны стреловидной передней кромке аэродинамической поверхности и/или лежат в остром угле между линией параллельной передней кромке и местным направлением потока на границе пограничного слоя.
Согласно изобретению удлиненные элементы рельефа поверхности могут быть выполнены в виде выступов и/или впадин.
Согласно изобретению удлиненные элементы рельефа поверхности могут быть выполнены произвольного поперечного сечения.
На фиг. 1 - показана схематично в плане передняя часть аэродинамической поверхности со стреловидной передней кромкой 1. Показано направление набегающего потока U, линия тока 2 вблизи границы пограничного слоя, местное направление потока 3 на границе пограничного слоя, линия 4 параллельная передней кромке 1, острый угол а между линией 4 паралельной передней кромке и местным направлением потока 3 на границе пограничного слоя и пример направляющей линии 5 для ориентации вдоль нее удлиненного элемента рельефа, а также касательная 6 к направляющей линии 5. На фиг. 1-4 сами удлиненные элементы рельефа не показаны (с целью упрощения рисунка), а только направляющие линии 5, как ориентир для их расположения. Форма направляющей линии 5 (удлиненного элемента рельефа) может быть произвольной в плане, при условии что касательные к ней преимущественно параллельны передней кромке 1 и/или лежат в остром угле α, между линией 4 паралельной передней кромке 1 и местным направлением потока 3 на границе пограничного слоя.
На фиг. 2 - показаны примеры направляющих линии 5 удлиненных элементов рельефа с касательными преимущественно параллельными передней кромке 1;
На фиг. 3 - показаны примеры направляющих линий 5 удлиненных элементов рельефа, касательные к которым лежат в остром угле α (см. фиг. 1) между линией 4 параллельной передней кромке 1 и местным направлением потока 3 на границе пограничного слоя;
На фиг. 4 - показан пример комбинации направляющих линий 5 удлиненных элементов рельефа на фиг. 2 и фиг. 3;
На фиг. 5-7 представлены результаты экспериментов, проведенных в Институте на модели крыла со стреловидной передней кромкой.
На фиг. 5 - экспериментальные результаты визуализации ламинарных «Л» и турбулентных «Т» участков обтекания модели крыла со стреловидной передней кромкой без удлиненных элементов рельефа поверхности (с гладкой поверхностью);
На фиг. 6 - экспериментальные результаты визуализации ламинарных «Л» и турбулентных «Т» участков обтекания модели крыла со стреловидной передней кромкой 1 с рельефом поверхности в виде удлиненных элементов преимущественно параллельных передней кромке 1, установленных между 10% и 20% хорды;
На фиг. 7 - экспериментальные результаты визуализации ламинарных «Л» и турбулентных «Т» участков обтекания модели крыла со стреловидной передней кромкой с рельефом поверхности в виде комбинации удлиненных элементов, ориентированных параллельно передней кромке 1 и под углом 18 градусов к ней, установленных между 10% и 20% хорды.
В предлагаемом способе управления обтеканием аэродинамической поверхности летательного аппарата со стреловидной передней кромкой используют рельеф поверхности включающий удлиненные элементы, которые могут быть выполнены в виде выступов и/или впадин и иметь в поперечном сечении произвольную форму (прямоугольную, треугольную, трапециевидную и другие), расположенных на ламинарном участке обтекания аэродинамической поверхности, в области нарастания продольных вихрей неустойчивости. Удлиненные элементы рельефа, ориентируют под углом к местному направлению потока 3 вдоль направляющих линий 5 преимущественно паралельных передней стреловидной кромке 1 аэродинамической поверхности (см. фиг. 2, 6) и/или направляющих линий 5 лежащих внутри острого угла α между линией 4 паралельной передней кромке и местным направлением потока 3 на границе пограничного слоя (см. фиг. 1, 3, 4, 7). За счет описанной наклонной ориентации, удлиненные элементы рельефа отклоняют поток вблизи поверхности в направлении противоположном естественному повороту потока в пограничном слое и тем самым снижают его неустойчивость. Другим механизмом воздействия рельефа поверхности является уменьшение роста амплитуды продольных вихрей при их прохождении над удлиненными элементами рельефа за счет воздействия локальных градиентов давления в пограничном слое. Описанные механизмы воздействия удлиненных элементов рельефа поверхности снижают скорость роста неустойчивых продольных вихрей, что затягивает переход к турбулентности, т.е. приводят к увеличению площади поверхности с ламинарным пограничным слоем.
Эксперименты, подтверждающие положительный эффект предлагаемого изобретения были проведены в аэродинамической трубе ИТПМ СО РАН на модели крыла с углом стреловидности передней кромки 45 градусов. С помощью тепловизионной визуализации участки ламинарного «Л» и турбулентного «Т» обтекания сначала были определены на гладкой (без рельефа) поверхности крыла (см. фиг. 5). Положение перехода течения из ламинарного в турбулентное состояние на этом и последующих снимках (фиг. 5-7) визуализируется как область резкого изменения тона от светлого к темному, вследствие разницы теплопередачи в ламинарном «Л» и турбулентном «Т» пограничных слоях. Во втором случае (фиг. 6) на начальном участке крыла (от 10% до 20% хорды) на поверхности был размещен рельеф в виде серии удлиненных выступов ориентированных преимущественно параллельно передней кромке 1 (т.е. под углом около 45 градусов к набегающему потоку U). В третьем случае (фиг. 7), на поверхности крыла была размещена комбинация удлиненных выступов параллельных передней кромке 1 и под углом 18 градусов к ней (т.е. 63 градуса к набегающему потоку U). Результаты проведенных экспериментов, показанные на фиг. 5-7 демонстрируют, что применение рельефа поверхности в виде удлиненных элементов согласно изобретению, способно увеличить ламинарный участок обтекания «Л» аэродинамической поверхности со стреловидной передней кромкой, а следовательно, возможно эффективное снижение сопротивления трения предложенным способом.
Источники информации:
1. Патент SU №1475052 МПК В64С 21/00;
2. Патент США №5069403, МПК В64С 21/10,1991 г.;
3. Патент РФ №2086473, МПК В64С 21/02 - прототип