БЕЗОТРЫВНЫЙ ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Полезная модель относится к области авиационной технике, а именно к управлению пограничным слоем, например, крыла и может быть использована также в гидродинамике при разработки обтекаемых профилей - корпуса судна, винта. Наиболее освоенными в авиации и экономически целесообразными в настоящее время являются околозвуковые скорости обтекания - будь то крыло, фюзеляж, пропеллер. Дальнейшее увеличение скорости обтекания на две - три сотых числа М (например, с 0,87 до 0,89) может на 30-40% увеличить сопротивление самолета в целом, соответственно уменьшив его экономичность. При этом, возникает еще более значимое явление - от возникающих местных скачков уплотнения и отрыва потока появляется «зуд» конструкции, снижается безопасность полета.
у
μ
Известно техническое решение изложенное в трудах ЦАГИ «ЦАГИ -основные этапы научной деятельности» Москва, ФИЗМАТЛИТ 2003, стр.69. Это техническое решение использует тангенциальный выдув струи в диффузорной части профилей и обеспечивает безотрывное обтекание. Получают практически линейные зависимости коэффициента подъемной силы С(α) в широком диапазоне углов атаки (α). Так, согласно расчету, на профиле П-279-12д3 при коэффициенте импульса струи С=0,014, коэффициент максимальной подъемной силы возрастает. Использование тангенциального выдува струй вблизи скачка уплотнения при больших числах Маха (М=0,78) набегающего потока позволяет ликвидировать волновой отрыв (Фиг.1) и уменьшить полное сопротивление профиля на 20-30%.
Известно, что область задней кромки профиля является наиболее чувствительной по отношению к воздействию на все течение в целом. Нетрадиционные геометрические формы поверхности вблизи задней кромки типа продольного гофра также являются потенциальным источником
получения дополнительного выигрыша в несущих свойствах крыла (ЦАГИ, там же А.Л.Болсуновский, О.П.Брысов, Н.П.Бузоверя, В.А.Иринархов, В.М.Фомин, И.Л.Чернышев).
Наиболее близким техническим решением, является патент «Способ ламинаризации пограничного слоя крыла и устройство для его реализации» (патент RU 2086473). Сущность изобретения заключается в установке ребристых поверхностей на прямом крыле в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, а на скользящем крыле - в области разрушения детерминированных стационарных вихрей. При этом, ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока, а высота пиков ребристой поверхности не должна превышать местной толщины пограничного слоя (ПС). Действительно, ребристая продольная поверхность стабилизирует процессы происходящие в пограничном слое, а именно снижает турбулизирующую составляющую и увеличивает площадь ламинарного ПС на крыле. Однако, в практике полета самолета наряду с состоянием пограничного слоя, в котором сопротивление ламинарного трения существенно меньше турбулентного, большое значение имеет большая (по сравнению с ламинарным) устойчивость к отрыву турбулентного ПС. В силу его большей внутренней кинетической энергии. Поэтому, уменьшая трение в ПС, патент не предусматривает снабжение ПС дополнительной энергией из обтекаемого потока для безотрывного обтекания потока при возникновении на обтекаемой поверхности критических местных зон. Когда обтекаемый поток в этих зонах исчерпал свои энергетические возможности на преодоление окружающего статического давления, (двигаясь вдоль поверхности), наступает, так называемый, отрыв присоединенной массы. Обеспечение ее безотрывности этим патентом не предусмотрено. Общим недостатком перечисленных технических решений - является сложность конструкции с подводом энергии тангенциального выдува, и трудность контроля геометрии ребристых поверхностей в пределах толщины пограничного слоя. Кроме того, сохранение безотрывности потока имеет место главным образом на дозвуковой скорости
полета, в то время, как с увеличением скорости до околозвуковой с числом Маха М=0,6÷0,9 и возникновением скачка уплотнения (так называемого «лямбда-ножка», обозначаемого «λ») отрыв пограничного слоя и потока происходит из под указанного скачка уплотнения. Практически всегда зона этого скачка уплотнения располагается на верхней поверхности профиля и составляет в процентах хорды значения: 30÷95%., что показано на фиг.1-3. Повысить безопасность полета и исключить отрыв потока на околозвуковой скорости возможно за счет привлечения кинетической энергии потока в зону отрыва пограничного слоя от «λ» скачка уплотнения. Эта зона определяется указанными выше экспериментальными расположениями «λ» скачка, т.е. 30÷95% хорды профиля «в».
Задача на решение которой направлена полезная модель является нахождение энергетического источника для снабжения недостающей энергии пограничному слою в указанной выше зоне отрыва, на верхней поверхности профиля крыла.
Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью, является исключение отрыва потока из под скачка, (который расположен в зоне 30-95% хорды на верхней поверхности профиля) и обеспечение безопасности при околозвуковой скорости полета.
Согласно полезной модели, заявленный технический результат достигается тем, что на верхней поверхности профиля в зоне 30÷95% хорды профиля в вдоль большей части размаха крыла установлена не менее одного в том числе
прерывистого ряда вихреобразующих профилированных углублений, глубина которых «с» в зависимости от хорды профиля «в» составляет 1-50 мм, а шаг рядов «т» составляет 0,5-3 глубины «с».
Полезная модель поясняется следующими фигурами чертежей:
6
Фиг.1 - Расчет обтекания профиля NACA 0012 при наличии сильного скачка уплотнения и вызванного им отрыва потока. (M=0,78; α=6°; Re=5·10).
Фиг 2 - Фотографии околозвукового обтекания профиля, полученные различными оптическими методами (справа) и отрыв потока на верхней поверхности крыла (слева).
у
Фиг.3 - Фотографии околозвукового обтекания обычного (вверху) и сверхкритического (внизу) профилей (с=9%, С=55, М=0,85).
Фиг.4 - Расчет обтекания гидродинамического профиля типа подводной лодки при наличии отрывных зон. Виден отрыв потока на 40-100% хорды в.
Фиг5 - Современное прецизионное оборудование для аэродинамических исследований на околозвуковой скорости с использованием компрессионного отсека ТРД (собственность ООО «Инновационного Центра «Опережение»), Виден исследуемый профиль крыла с хордой 800 мм..
Фиг.6 - Модель крыла по предмету полезной модели для исследования обтекания на околозвуковых скоростях. Публикуется впервые.
Фиг.7 - Расчетно-экспериментальное безотрывное течение с присоединенным пограничным слоем в вихреобразователях при большой околозвуковой скорости набегающего потока 300 м/сек (М=0,88).
Фиг.8 - Безотрывный профиль крыла с профилированными вихреобразователями по предмету полезной модели.
Фиг.9 - Результаты экспериментальных испытаний модели отсека крыла с профилем по предмету полезной модели для определения
заявляемых оптимальных соотношений размеров полезной модели.
На фиг.8 показана полезная модель «Безотрывный профиль крыла» с профилированными вихреобразователями по предмету полезной модели. Профиль 2 крыла снабжен профилированными вихреобразователями 3, которые установлены на верхней поверхности профиля крыла, начиная с 35% хорды и могут продолжаться до 95% хорды профиля в. Размеры вихреобразователей 3 находятся в зависимости от размера хорды в в оптимальном соотношении, определенном на основании аэродинамических испытаний. Так, величина заглубления с, измеренная от теоретического контура профиля составляет от 1 мм до 50 мм. Расстояние между вершинами профилированных углублений т.е. шаг т находится в определенном соотношении с величиной заглубления с, а именно: т/с=0,5-3. При этом, в полезной модели количество профилированных рядов вихреобразователей определяется исходя из величины кризисного отрывного режима на верхней поверхности профиля. Если этот режим по результатам математического или экспериментального моделирования определяет величину недостающей циркуляции для безотрывного обтекания, то может быть достаточно одного ряда вихреобразователей. Если условия безопасности обтекания требуют максимума, то количество рядов увеличивают. Из этих же условий определяют размеры и конфигурацию вихреобразователей, их протяженность вдоль крыла.
Рассмотрим работу полезной модели «безотрывный профиль крыла». При обтекании потоком 1 профиля 2 с околозвуковой скоростью V (Фиг.8), поток обтекает верхнюю поверхность носка крыла (на которой могут быть установлены вихреобразователи по прототипу) и движется по направлению к задней кромке профиля с нарастанием пограничного слоя (ПС) по толщине.
Начиная с 30% хорды поток 1 встречает вихреобразователь 3. С его верхней кромки 5 поток 1 попадает в профилированное углубление, где происходит намотка слоистого потока 1, слой за слоем, в сформированный
устойчивый вихрь 6. Происходит накопление кинетической энергии потока в вихре 6. Далее поток 1, перекатываясь по вихрю 6 и, контактируя с ним посредством вязкого трения, продвигается далее к задней кромке профиля, слипаясь (в зоне пограничного слоя), с обтекаемой поверхностью. При достижении скорости волнового кризиса на верхней поверхности профиля и возникновении скачка уплотнения типа лямбда, образуется «зона отрывах» 4. Поток 1 должен был бы, оторваться и превратится в поток 7. Однако, вихрь 4, будучи энергетическим накопителем, посредством вязкости передает свою накопленную кинетическую энергию начавшему тормозиться турбулентному пограничному слою (образно-упругой ленте), который проталкивается от дополнительной энергии вихря по всей обтекаемой поверхности в прилипший поток 8, т.е. безотрывно. На фиг.7 показана векторная диаграмма скоростей, полученная при обтекании околозвуковым потоком (М=0,88) профилированной вихреобразующей поверхности 3 по предмету полезной модели. Вихревая кинетическая энергия, содержащаяся в вихрях 6, которые, в свою очередь, расположены в закрепленных вихреобразователях 3, как видно не только обеспечивает безотрывное обтекание верхней поверхности профиля, но и влияет на интенсивность и форму скачка лямбда. На всей исследованной поверхности при достаточно большой околозвуковой скорости обтекания (300 м/сек или М=0,88) наблюдались лишь бесскачковые зоны разрежения, что указывает на возможное снижение сопротивления при безотрывном обтекании. В том случае, когда из компоновочных или расчетных соображений установки одного ряда вихреобразователей не достаточно, устанавливают дополнительные ряды вихреобразователей - на всю зону отрыва от скачка уплотнения.
Таким образом, придание профилю дополнительной энергетической составляющей в виде одного или нескольких вихреобразователей обеспечивает безотрывное обтекание при возникновении режима волнового кризиса - скачков уплотнения. В результате экспериментальных исследований моделей профилей, аналогичных показанным на фиг.6, которые были снабжены вихреобразователями, согласно заявленной полезной модели, определен оптимальный диапазон натурных размеров глубины «с» вихреобразователей,
который составляет от 1 до 50 мм в зависимости от размеров натурного крыла и отношение шага «т» к глубине «с», составляющей диапазон от 0,5 до 3.
Указанная вихреобразующая поверхность состоящая из приведенных параметров вихреобразователей, будучи установлена на носке крыла привела к положительному результату, а именно к безотрывному обтеканию носка крыла на дозвуковой скорости набегающего потока «V» (по прототипу). Однако было не очевидно, что сохранится свойство безотрывности и на всей верхней поверхности профиля крыла при околозвуковых скоростях обтекания и наличии классического λ скачка, т.к. отрыв из-под скачка всегда имеет место на всех гладких профилях. Проведя серию испытаний по предмету полезной модели, было получено новое качество профиля, а именно практическое исключение отрыва в зоне его действия 30÷95% хорды профиля «в».
х
Моделирование обтекания профиля крыла с целью определения заявленного технического результата проводилось на 3-х моделях однотипного современного околозвукового профиля в 3-х его участках: 30% в; 60% в и 95% хорды профиля «в». При этом, сами хорды «в» имели 3 значения «в»: «в»=100 мм и «в»=1000 мм на экспериментальной установке (Фиг.5) с использованием турбореактивного двигателя типа «РД-300». Третий профиль с хордой «в»=10000 мм испытывался методом математического моделирования. Относительная толщина всех 3 испытанных профилей принята С=10%. При этом, кроме изменения скорости потока: М=0,7; М=0,8 и М=0,88 (М≈0,9), учитывалось изменение плотности потока ρ и числа Рейнольдса (Re). Величина коэффициента сопротивления С вычислялась по формуле , где . Для исследований были выбраны 3 угла атаки: α=0°, α=4°, α=8°, определяющих основной диапазон углов атаки околозвукового полета современных самолетов.
Таким образом, при хорде 100 мм исследовалось 6 моделей: из параметрических соображений вихреобразующее заглубление «с» составляло 5-15%
от толщины профиля «С», шаг «т» определялся соотношением «т»=0,5-3 «с».
При с=0,5 мм, т=0,25 мм и т=1,5 мм.
При с=1 мм, т=0,5 мм и т=3,0 мм.
При с=1,5 мм, т=0,75 мм, и т=4,5 мм.
При этом получено 18 экспериментальных точек (6 моделей при 3 числах М) на 3-х разных участках хорды профиля.
Аналогично для хорд 1000 мм и 10000 мм.
Результаты испытаний представлены в виде сводных таблиц, показывающих достижение технического результата полезной модели, во всем интервале каждого из приведенного в формуле полезной модели значений.
30% «в», в=100 мм «С»=10% в=10 мм; с=5-15%С
М
С<sub>х</sub>
с=0,5 мм
C=1 мм
c=1,5 мм
т=0,5 «с» 0,25 мм
т=3 «с» 1,5 мм
т=0,5 «с» 0,5 мм
т=3 «с» 3 мм
т=0,5 «с» 0,75 мм
т=3 «с» 4,5 мм
0,7
С<sub>х</sub>
0,012
0,008
0,011
0,0078
0,012
0,0072
0,8
С<sub>х</sub>
0,014
0,01
0,013
0,008
0,014
0,008
0,88
С<sub>х</sub>
0,015
0,011
0,014
0,09
0,015
0,09
60% «в», в=1000 мм «С»=10% в=100 мм; с=3-6%С
М
С<sub>х</sub>
с=2 мм
с=4 мм
С=6 мм
т=0,5 «с» 1 мм
т=3 «с» 6 мм
т=0,5 «с» 2 мм
т=3 «с» 12 мм
т=0,5 «с» 3 мм
т=3 «с» 18 мм
0,7
С<sub>х</sub>
0,006
0,0062
0,0065
0,0065
0,0068
0,007
0,8
С<sub>х</sub>
0,0062
0,0064
0,0068
0,0068
0,007
0,0072
0,88
С<sub>х</sub>
0,007
0,0072
0,0074
0,0074
0,0072
0,0075
95% «в», в=10000 мм «С»=10% в=1000 мм; с=1-5%С
М
С<sub>х</sub>
с=10 мм
с=25 мм
с=50 мм
т=0,5 «с» 5 мм
т=3 «с» 30 мм
т=0,5 «с» 12,5 мм
т=3 «с» 75 мм
т=0,5 «с» 25 мм
т=3 «с» 150 мм
0,7
С<sub>х</sub>
0,0072
0,007
0,0071
0,0074
0,008
0,0082
0,8
С<sub>х</sub>
0,0076
0,0072
0,0073
0,0077
0,0081
0,0087
0,88
С<sub>х</sub>
0,0077
0,0072
0,0076
0,0079
0,008
0,089
х
х
На Фиг.9 Описания представлены осредненные С=f(т/c) и С=f(«c») зависимости при числе М=0.8; α=4°, 30% «в», 60% «в», 95% «в».
х
х
х
х
х
х
х
х
Необходимо отметить, что наличие вихреобразователей по хорде составляло от 30 до 95% на всех исследованных моделях, в то время как фотографирование пограничного слоя и измерения проводились в зонах 30%, 60%, и 95% хорды (Фиг.7). При сравнении с моделями без вихреобразователей на тех же профилях (с вихреобразователями) значения С на всех исследованных числах М превышает значение С моделей по предмету изобретения на 12-16%. Так, на модели с «в»=100 мм при скорости потока V: М=0,7; М=0,8; М=0,88 - С соответственно С=0,015; С=0,017; С=0,018, при С модели по предмету полезной модели не превышает С=0,007-0,012
х
х
х
х
х
На модели с «в»=1000 мм при М=0,7; М=0,8; М=0,88: С=0,014; С=0,018; С=0,02, при С модели по предмету - С=0,007-0,008.
х
х
х
х
х
На модели с «в»=10000 мм при М=0,7; М=0,8; М=0,88: С=0,018; С=0,021; С=0,024, при С модели по предмету - С=0,008.
х
Проведенные весовые испытания с определением коэффициента сопротивления С, совместно с визуальным фиксированием исследуемых процессов подтверждают достижения заявленного технического результата - снижение интенсивности отрыва потока на верхней поверхности профиля при всех сочетаниях параметров указанных в формуле полезной модели, а именно величина глубины «с» шаг рядов «т» и процентное расположение контрольных измерительных точек в 3-х зонах хорды: 30% «в», 60% «в», 95% «в» при общей протяженности зоны вихреобразователей на верхней поверхности хорды по предмету полезной модели от 30% «в» до 95% «в». Снижение интенсивности отрыва всегда сопровождается снижением сопротивления профиля крыла, которое и наблюдается в представленных результатах испытаний.
х
Результаты испытаний приведены на фиг.9, где видно, что с уменьшением интенсивности отрыва (обеспечением безотрывности) снижается коэффициент сопротивления С.
Следовательно, заявленная полезная модель решает проблему совершенствования обтекания профиля и крыла в целом, на больших околозвуковых скоростях, повышая надежность крыла, как источника подъемной силы.