СПОСОБ ПРОЕКТИРОВАНИЯ КРЫЛА С ЕСТЕСТВЕННЫМ ЛАМИНАРНЫМ ОБТЕКАНИЕМ ДЛЯ ЧИСЕЛ РЕЙНОЛЬДСА, ХАРАКТЕРНЫХ ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1. Способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, включающий:
процесс выбора исходной формы поперечного сечения крыла;
процесс анализа способом расчетной газодинамики с целью определения полученного распределения давления поля обтекания вблизи данной формы поперечного сечения крыла;
процесс анализа турбулизации для оценки места расположения точки турбулизации переходного слоя на поверхности крыла;
процесс выбора требуемых распределений давления для верхней и нижней поверхностей крыла на основании полученного распределения давления; и
основанный на расчетной газодинамике процесс обратного проектирования, включающий процесс анализа способом расчетной газодинамики и процесс коррекции формы, корректирующий форму поперечного сечения крыла таким образом, что распределение давления, полученное в результате анализа способом расчетной газодинамики, приближается к требуемому распределению давления,
в котором в числе требуемых распределений давления требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла определяет "расстояние по хорде крыла от передней кромки крыла до задней кромки крыла" как область в каждом положении по размаху крыла, и, кроме того, определяется типом функции с параметрами, зависящими от положения по размаху крыла, в качестве коэффициентов;
последующий анализ чувствительности положения точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла к изменениям значений каждого из вышеупомянутых параметров с помощью процесса анализа турбулизации; и
определение путем поиска оптимального сочетания значений параметров, обеспечивающего максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла при заданном числе Рейнольдса.
2. Способ по п.1, в котором в числе вышеупомянутых требуемых распределений давления, определяется требуемое распределение давления на нижней поверхности крыла, основанное на требуемом распределении давления на верхней поверхности крыла, а также распределение разности давлений между верхней и нижней поверхностями, обеспечивающее оптимальное сочетание распределения угла аэродинамической крутки и кривизны крыла по размаху.
3. Способ по п.1 или 2, в котором, когда направление по хорде крыла представлено осью X, направление по размаху крыла представлено осью Y, и длина хорды крыла (=с(у)) используется для определения точки в направлении оси Х по хорде крыла от передней кромки крыла в каждой точке по размаху крыла (Y=у) в безразмерном виде (ξ≡х/с(у)),
в каждой точке по размаху крыла создается форма требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла таким образом, что в крайне узкой области от передней кромки крыла, в которой устанавливается Δξ<0,01, градиенты быстрого ускорения и замедления давления постоянны, а в последующей широкой области, в которой устанавливается Δξ≤ξ≤1, происходит медленное возрастание давления при одновременном снижении величины ускорения, и медленно ускоряющийся градиент, асимптотически приближающийся к заданной величине, является постоянным.
4. Способ по п.3, в котором, помимо вышеуказанного требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, для точки достижения максимальной скорости градиента быстрого ускорения в каждой точке по размаху крыла и постоянного значения градиента медленного ускорения, средние значения распределений давления в ранее определенных диапазонах длины хорды крыла в тех же точках по размаху крыла для исходного распределения давления, полученного посредством анализа способом расчетной газодинамики исходной формы распределения, устанавливаются как исходные значения минимальной величины давления и постоянная величина процесса анализа турбулентности, а затем, когда произойдет максимальное сдвижение точки турбулизации пограничного слоя, оба вышеуказанные значения принимаются в качестве оптимальных.
5. Способ по п.1, в котором, помимо требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, в каждой точке на передней кромке крыла по размаху крыла задается значение давления, полученное путем умножения давления в критической точке, определяемого числом М невозмущенного потока и углом стреловидности передней кромки, на постоянную величину.
6. Способ по п.3, в котором, когда каждая точка по размаху крыла (Y=у) преобразуется в безразмерный вид (η=у/s) с помощью полуразмаха (s),
0
1
2
3
4
1
2
3
1
2
требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла (Ср(ξ,η)) определяется следующей показательной функцией, имеющей параметры коэффициентов {A(η),A(η),A(η),А(η),A(η),B(η),В(η),В(η)}, зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла, и параметры {P,P}, не зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла,
0
1
1
2
2
3
3
4
P1
P2
Cp(ξ,η)=A(η)·1+A(η)·[exp(B(η)ξ)-1]+A(η)·[exp(B(η)ξ)-1]+A(η)·[exp(B(η)ξ)-1]+A(η)·ξ,
производится анализ чувствительности положения точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла к изменениям значений каждого из вышеупомянутых параметров с помощью процесса анализа турбулизации, и
производится поиск оптимального сочетания значений параметров, обеспечивающего максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла при заданном числе Рейнольдса.
7. Крыло для сверхзвукового летательного аппарата, изготовляемое с применением способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по любому из пп.1-6, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла или более, включая переднюю кромку, и таким образом, что кривизна в области линейного элемента 0,2% длины хорды крыла от области линейного элемента к задней кромке крыла дополнительно быстро уменьшается до 1/10 или менее от заранее заданного значения.