Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей
AERODYNAMIC WING AIRFOIL FOR TRANSONIC SPEEDS

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкциям крыльев для летательных аппаратов (ЛА) околозвуковых скоростей полета.
Удельный расход топлива магистральных самолетов и других типов ЛА достигает минимальных значений при околозвуковых скоростях полета. Характерными особенностями обтекания аэродинамических профилей крыла при околозвуковых скоростях набегающего потока является наличие на верхней поверхности профилей участков со сверхзвуковой скоростью обтекания и замыкающих их скачков уплотнения, создающих дополнительное волновое сопротивление, а также сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из-под скачков уплотнения.
Форма аэродинамических профилей оказывает определяющее влияние на аэродинамические характеристики крыла при околозвуковых скоростях. Аэродинамические профили с наилучшими аэродинамическими характеристиками используются для создания крыльев дозвуковых и околозвуковых магистральных самолетов.
Известны сверхкритические аэродинамические профили крыла для околозвуковых скоростей (R.T. Whitcomb, L.R. Clark. An airfoil shape for efficient flight at supercritical Mach numbers // NASA TMX-1109, July, 1965, патент RU 2406647, МПК В64С 3/14, 20.12.2010). Отличительными особенностями таких профилей являются уплощенная форма верхней поверхности и S-образная, с «подрезкой» хвостового участка, форма нижней поверхности.
В качестве прототипа заявляемого изобретения принят сверхкритический аэродинамический профиль по патенту US 4455003, МПК В64С 3/14, 19.06.1984. Профиль включает следующие основные элементы: носовую часть с закругленной передней кромкой, верхнюю и нижнюю поверхности гладкой формы, которые плавно сопрягаются с носовой частью.
Использование сверхкритических аэродинамических профилей позволяет затягивать возникновение скачков уплотнения на верхней поверхности крыла до  чисел Маха М полета (примерно на ΔМ≈0.1) [М.А. Брутян. Основы трансзвуковой аэродинамики. Изд-во «Наука», 2017 год, раздел 1.4].
X
Недостаток сверхкритических профилей состоит в том, что увеличение скорости полета и уменьшение расхода топлива самолета ограничиваются критическим числом Маха , - числом Маха набегающего потока, выше которого начинается интенсивный рост сопротивления. Для определенности  принято определять из условия  где c - коэффициент аэродинамического сопротивления профиля, а М∞ - число Маха набегающего потока. Возрастание сопротивления при числах  обусловлено ростом интенсивности скачков уплотнения, создающих волновое сопротивление и сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения на верхней поверхности аэродинамического профиля. Описанные явления приводят к заметному уменьшению аэродинамического качества.
Исследования показали, что для увеличения критического числа  аэродинамического профиля необходимо уменьшать интенсивность скачка уплотнения на верхней поверхности профиля. Основным параметром, определяющим интенсивность скачка уплотнения, является число Маха потока перед скачком.
Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения являются увеличение критического числа  уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение аэродинамического качества К профилей на околозвуковых скоростях при числах
-8
-8
-2
-2
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней и нижней поверхностями, выполнен с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10 до 20⋅10 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10 до 2⋅10 хорды профиля.
-8
-8
-2
-2
Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении участка верхней поверхности профиля, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью потока на крейсерском режиме, с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура профиля, а также с размерами высоты выпуклостей или глубины углублений от 10⋅10 до 20⋅10 хорды профиля и с шагом от 0.5⋅10 до 2⋅10 хорды профиля. Выполнение локальных выпуклостей или углублений с указанными размерами, создает на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью, систему линий Маха, затормаживающих сверхзвуковой поток и уменьшающих число М потока перед скачком уплотнения. Это приводит к уменьшению интенсивности скачка уплотнения, снижению аэродинамического сопротивления и росту аэродинамического качества профиля крыла.
На фиг. 1 представлена форма заявляемого аэродинамического профиля.
На фиг. 2 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и их размерами.
На фиг. 3 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с углублениями и их размерами.
На фиг. 4 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и углублениями и их размерами.
На фиг. 5 представлен схематический рисунок обтекания заявленного аэродинамического профиля при околозвуковых скоростях потока.
На фиг. 6 представлено сравнение экспериментальных зависимостей значений аэродинамического качества К сверхкритического профиля прототипа и заявляемого нового профиля от числа Маха набегающего потока.
-8
-8
-2
-2
Заявляемый аэродинамический профиль крыла включает носовую часть 1 с закругленной передней кромкой 2, плавно сопрягающейся с верхней поверхностью 3 и нижней поверхностью 4. Верхняя поверхность 3 имеет участок 5, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, в крыле которого устанавливается аэродинамический профиль (фиг. 1). Положение и размеры участка верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, определяются расчетными либо экспериментальными методами. На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета выполнены локальные выпуклости контура 6 (фиг. 2) или углубления контура 7 (фиг. 3). На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета могут быть выполнены чередующиеся локальные выпуклости контура 6 и локальные углубления контура 7 (фиг. 4). Высота выпуклостей h и глубина углублений h составляют от 10⋅10 до 20⋅10 хорды профиля (Фиг. 2-4). Выпуклости 6 и углубления 7 контура аэродинамического профиля выполнены с шагом L размером от 0.5⋅10 до 2⋅10 хорды профиля (Фиг. 2-4).
Выполнение локальных выпуклостей и углублений с указанными выше размерами на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к образованию системы волн Маха 8, приводящих к торможению сверхзвукового потока и уменьшению числа М потока перед скачком уплотнения 9 (Фиг. 5), что приводит к уменьшению волнового сопротивления, создаваемого отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения и увеличению аэродинамического качества числах .
Проведенные экспериментальные исследования обтекания сверхкритического профиля с относительной толщиной 15% при числах М в диапазоне от 0.6 до 0.8 показали, что создание системы волн Маха на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к увеличению критического числа  на  и увеличению аэродинамического качества К при  на ΔК=1.0 (Фиг. 6).