АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОНСТРУКЦИЯ С НЕРАВНОМЕРНО РАСПОЛОЖЕННЫМИ ВЫСТУПАМИ ДЛЯ ОТКЛОНЕНИЯ СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ
AERODYNAMIC STRUCTURE WITH IRREGULAR LEDGES TO DEFLECT SHOCK WAVE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей группу выступов для отклонения (изменения структуры) скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции, и к способу эксплуатации этой конструкции.
Уровень техники
Как описано в работе Holden, H.A. and Babinsky, H. (2003) Shock/boundary layer interaction control using 3D devices, опубликованной в сборнике: 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, January 6-9, 2003, Reno, Nevada, USA, Paper no. AIAA 2003-447, когда околозвуковой поток проходит через трехмерный выступ для отклонения скачка уплотнения, сверхзвуковые локальные условия индуцируют образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой.
Обычно такие выступы для отклонения скачка уплотнения располагаются равномерно на всей конструкции.
US 2006/0060720 использует выступ управления скачком уплотнения для того, чтобы создавать скачок уплотнения, распространяющийся от нижней поверхности крыла.
Раскрытие изобретения
Первый аспект настоящего изобретения обеспечивает аэродинамическую конструкцию, содержащую группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции, при этом указанные выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между соседними выступами.
Обычно каждый выступ имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку. Выступы могут плавно сливаться с поверхностью на своих кромках или может иметь место резкий вогнутый переход на одной или более кромках выступов.
Обычно выступы, по существу, не имеют острых выпуклых кромок или точек.
Обычно выступы для отклонения скачка уплотнения имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии выступов для отклонения скачка уплотнения, когда указанная конструкция движется с околозвуковой скоростью. Это является отличием от US 2006/0060720, где выступ управления скачком уплотнения используется для создания скачка уплотнения, который не существовал бы при отсутствии выступа управления скачком уплотнения.
Второй аспект изобретения обеспечивает способ эксплуатации аэродинамической конструкции согласно первому аспекту изобретения, при этом указанный способ включает этапы, на которых: обеспечивают движение конструкции с околозвуковой скоростью, обеспечивают формирование скачка уплотнения у выступов для отклонения скачка уплотнения и изменение структуры скачка уплотнения при помощи выступов для отклонения скачка уплотнения.
Выступы для отклонения скачка уплотнения могут распределяться с неравномерным шагом между центрами соседних выступов и/или между кромками соседних выступов.
Указанная конструкция может представлять собой конструкцию с аэродинамическим профилем, в частности, крыло воздушного судна, горизонтальный хвостовой стабилизатор или поверхность управления, элемент конструкции воздушного судна, в частности, кабину, пилон или киль, или любой другой вид аэродинамической конструкции, в частности турбинную лопатку.
В случае конструкции с аэродинамическим профилем выступы для отклонения скачка уплотнения могут располагаться на поверхности высокого давления аэродинамической конструкции (т.е. на нижней поверхности в случае крыла воздушного судна), но более предпочтительно эта поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамической конструкции (т.е. верхней поверхностью в случае крыла воздушного судна). Кроме того, каждый выступ обычно имеет вершину, которая расположена ближе к задней кромке аэродинамического профиля, иными словами, она располагается позади 50% хорды. Вершина выступа может представлять собой одну точку или плоский участок. В случае плоского участка передняя кромка этого плоского участка располагается ближе к задней кромке аэродинамического профиля.
Различные предпочтительные аспекты изобретения описаны в зависимых пунктах формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
Далее приведено описание вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены:
фигура 1 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащей группу выступов для отклонения скачка уплотнения, согласно первому варианту осуществления изобретения,
фигура 2 - вид в разрезе через центр одного из выступов по оси А-А,
фигура 3 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащей группу выступов для отклонения скачка уплотнения, согласно второму варианту осуществления изобретения,
фигура 4 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащей группу выступов для отклонения скачка уплотнения, согласно третьему варианту осуществления изобретения, и
фигура 5 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащей группу выступов для отклонения скачка уплотнения, согласно четвертому варианту осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фигуре 1 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна. Крыло имеет переднюю кромку 1 и заднюю кромку 2, каждая из которых изогнута назад по отношению к направлению свободного потока.
Основания выступов для отклонения скачка уплотнения обозначены ссылочным номером 3 на фигуре 1. На фигуре 2 показан вид в продольном разрезе через центр одного из выступов по оси А-А, которая параллельна направлению свободного потока.
Каждый выступ выходит из номинальной поверхности крыла и пересекает номинальную поверхность 8 по передней кромке 3a, задней кромке 3b, внутренней кромке 3c и наружной кромке 3d. Нижние части сторон выступа являются вогнутыми и постепенно сливаются с номинальной поверхностью 8. Так, например, нижняя часть 9 передней стороны выступа на фигуре 2 постепенно сливается с номинальной поверхностью 8 в передней кромке 3a. Альтернативно этому может иметь место резкая граница на одной или более кромках выступа. Нижняя часть передней стороны выступа может быть, например, плоской, как показано штриховой линией 9a. В этом случае передняя сторона 9a выступа для отклонения скачка уплотнения пересекает номинальную поверхность 8, образуя резкую границу на передней кромке 3a.
Вершина 7 продольного разреза по оси А-А смещена за центр 6 выступа. Вершина 7 каждого выступа 3 располагается позади 50% хорды, обычно между 60% и 65% хорды.
При околозвуковых скоростях образуется изогнутый скачок 4 уплотнения, нормальный к верхней поверхности крыла, при этом выступы 3 для отклонения скачка уплотнения расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, индуцируя образование размытого основания 5 скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 2. Когда выступы 3 для отклонения скачка уплотнения функционируют в оптимальном для них режиме, т.е. когда скачок 4 уплотнения находится непосредственно впереди вершины 7 выступа, как показано на фигуре 2, размытое основание 5 имеет лямбда-образную структуру с одним передним скачком 5a уплотнения, расположенным ближе к передней кромке выступа, и с одним задним скачком 5b уплотнения, расположенным непосредственно перед вершиной 7. Альтернативно вместо одного переднего скачка 5а уплотнения размытое основание может иметь лямбда-образную структуру с веерообразной группой передних скачков уплотнения. Следует отметить, что в отличие от турбулизаторов выступы не имеют острых выпуклых кромок или точек, поэтому поток остается присоединенным к выступам, если они работают в оптимальном режиме (т.е. если скачок уплотнения располагается на выступе непосредственно перед его вершиной).
Как показано на фигуре 1, центры выступов 3 для отклонения скачка уплотнения распределены по крылу вдоль линии, которая имеет изгиб относительно направления свободного потока, и располагается немого позади скачка 4 уплотнения.
Выступы 3 для отклонения скачка уплотнения имеют неравномерный шаг между центрами соседних выступов. Это означает, что расстояние d1 между центрами пары выступов, расположенных ближе к борту воздушного судна, больше, чем расстояние d2 между центрами пары выступов, расположенных дальше от борта воздушного судна. Все выступы имеют одинаковые размеры и форму, поэтому шаг между кромками соседних выступов также является неравномерным.
На фигуре 3 показан более длинный ряд выступов 3, также распределенных по крылу с неравномерным шагом d1-d6 между центрами соседних выступов. Расстояния d1-d6 удовлетворяют следующему выражению:
d1>d2>d3>d4<d5<d6
Таким образом, шаг между центрами выступов достигает минимума (d4) в промежуточной позиции в ряду выступов. Все выступы имеют одинаковые размеры и форму, поэтому то же самое соотношение шагов существует для расстояний между кромками соседних выступов.
На фигуре 4 показан ряд выступов 3a-3c, которые распределяются по крылу с равномерным шагом между центрами соседних выступов. Однако эти выступы имеют различную ширину в направлении, перпендикулярном направлению свободного потока, поэтому минимальные расстояния s1-s5 между кромками соседних выступов удовлетворяют следующему соотношению:
s1>s2>s3>s4<s5
Это означает, что шаг между кромками выступов достигает минимума в промежуточной позиции в ряду выступов.
На фигуре 5 показан ряд выступов 3a-3c, которые распределяются по крылу с неравномерным шагом между центрами соседних выступов и имеют различную ширину w1-w3 в направлении, перпендикулярном направлению свободного потока. Шаг между выступами достигает минимума между выступами 3c, а значения ширины удовлетворяют следующему соотношению:
w1<w2<w3
Интенсивность скачка 4 уплотнения изменяется по размаху крыла в соответствии с распределением нагрузки и геометрией поверхности. Для каждого отдельного выступа для отклонения скачка уплотнения результирующее возмущение потока в форме лямбда-образного основания скачка уплотнения будет распространяться в боковом направлении более или менее нормально к направлению свободного потока и симметрично относительно выступа.
Точная геометрия выступа может изменяться от угловатой поверхности с минимальным числом ударных волн до плавно изменяющейся поверхности (как показано на фигуре 2) с бесконечным числом волн с аналогичным результатом. Возмущение, создаваемое выступом, распространяется в боковом направлении, поскольку числа Маха близки к единице. Затухание скачка уплотнения в боковом направлении, вызываемое выступом, является медленным, поэтому его влияние может ощущаться высотами выступов, удаленных друг от друга с соответствующим шагом. Можно установить влияние этих возмущений на эффективность функционирования последовательно расположенных выступов и, таким образом, определить оптимальный шаг и геометрию.
Выступы можно расположить с неравномерной шириной и/или шагом между их центрами для того, чтобы получить максимальное уменьшение волнового сопротивления при минимальном числе выступов как функцию интенсивности скачка уплотнения вдоль размаха крыла и обеспечить минимальное увеличение веса крыла для данного уменьшения волнового сопротивления. Возможно проведение корректировки распределения нагрузки для обеспечения дополнительного снижения общего сопротивления.
Так, например, размер и шаг выступов в вариантах осуществления, показанных на фигурах 3-5, можно выбрать таким образом, чтобы шаг выступов достигал минимума в позиции, расположенной на расстоянии примерно 70% по размаху крыла. Это - типичная позиция с максимальным числом Маха и максимальным локальным коэффициентом подъемной силы, поэтому предполагается, что более высокая плотность выступов для отклонения скачка уплотнения в данной области может быть более выгодной, чем в корневой части или на конце крыла.
Настоящее изобретение описано со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако следует понимать, что в него могут быть внесены различные изменения и модификации без отклонения от объема изобретения, который определяет прилагаемая формула изобретения.