Безотрывный носок крыла

 

Полезная модель «Безотрывный носок крыла» относится преимущественно к области авиационной техники, а именно к системам управления пограничным слоем (УПС), но может быть использована и в судостроении, например, на судах с подводными крыльями, при проектировании подводной части судна. Сущность полезной модели заключается в том, что на верхней поверхности носка крыла установлены вихреобразователи, которые взаимодействуют с пограничным слоем крыла посредством вязкости. На критических режимах, когда энергии пограничного слоя не достаточно, для вязкого взаимодействия с поверхностью крыла, на традиционных профилях происходит отрыв пограничного слоя. Вихревые системы, расположенные в профилированных вихреобразователях, выполненных по предмету полезной модели, посредством вязкости передают накопленную энергию вихря пограничному слою, который постоянно движется вниз по потоку к задней кромки крыла.,. Так например, в опытах было отмечено для одного из испытанных профилей отрыв пограничного слоя при скорости 18 м/с на угле атаки 9°. При установке оптимизированных вихреобразователей по предмету полезной модели и испытания модели на той же скорости 18 м/с, отрыв пограничного слоя происходил на угле атаки 18-20°. При этом, увеличение сопротивления не наблюдалось, как при использовании, например, предкрылков.

Полезная модель относится преимущественно к области авиационной техники, а именно к системам управления пограничным слоем (УПС), но может быть использована и в судостроении, например, на судах с подводными крыльями, при проектировании подводной части судна.

Как показывает статистика, доля авиационных перевозок в общем объеме мировых перевозок растет. Например, авиатранспортные компании США потребляют более 45 миллиардов литров топлива в год и даже самые умеренные оценки говорят о возможности четырехкратного увеличения объема перевозок и, соответственно, расходов топлива. Возрастает необходимость создания конструкций, повышающих безопасность этого огромного парка самолетов. Поэтому, практически во всех развитых странах проблеме экономии топлива и надежности авиационных конструкций придан наивысший приоритет. Так, например, в журнале «Техническая информация», издание ЦАГИ, №14, 1980 г., в статье «Работы NASA и авиационных фирм США по повышению энергетической эффективности транспортных самолетов изложена программа АСЕЕ - Aircraft Energy Efficiency (Фиг.1). Основное направление исследований - это крыло транспортного самолета, на создание и испытание которого выделялось 435 млн. долл. До настоящего времени были разработаны специальные «суперкритические» профили крыла а также системы управления ламинарным обтеканием (УЛО) на крыле. Однако, плановые значения ожидаемого аэродинамического качества (около 30) достигнуть не удалось (достигнуто около 19) и фирма Боинг отказалась от дальнейшего участия в программе исследований систем УЛО в связи с трудностями эксплуатации этих систем. Как показали летные испытания УЛО (Фиг.2), в отдельных

полетах вес отсасываемой атмосферной пыли превышал вес всей системы УЛО, а влажная пыль забивала всасывающие поры и отверстия

Из наиболее близких к заявляемой полезной модели патентов по УЛО, имеющие однако указанные выше принципиальные недостатки, необходимо отметить в качестве аналогов следующие патенты: 2075188, 2081791, 2086468, 2086473, 2086468, 2094309 и патент США 5069403. В настоящее время, наряду с исследованиями «суперкритических» профилей для околозвуковых самолетов, продолжаются исследования профилей как с УЛО так и без него для самолетов различных типов. Так, ЦАГИ опубликовал целый ряд новейших высокоэффективных профилей («ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1993-2003». М. Физматлит 2003) стр.63 (Фиг.3). В результате детальных отечественных и зарубежных исследований структуры пограничного слоя (ПС) аналогичных профилей было установлено общее свойство обтекания их носовой части, которая показана на схеме перехода ПС из ламинарного в турбулентный с образованием местных областей отрыва ламинарного ПС у передней кромки профиля. (Фиг.4, схема 1, 2). Так, практически всегда образуется зона местного отрыва ламинарного ПС, которая граничит с началом турбулентного потока (а точнее с началом турбулентного пограничного слоя) и которая всегда сопровождается зарождением вихрей (обычно парой сопряженных вихрей) в зоне перехода 3-4 (Фиг.4, внизу). Проведенные нами на оборудовании (Фиг.5) испытания моделей профилей показанных на (Фиг.3) установили, что при определенных критических углах атаки и скорости потока, отрыв не только ламинарного но и турбулентного ПС на профиле начинается именно с этой зоны на верхней поверхности носка профиля. Следствием этого процесса является падение аэродинамического качества профиля и снижению безопасности полета в целом. На Фиг.6 и 7 также показаны безотрывный и отрывной процессы обтекания приведенные в книге «Управление отрывом потока» П.Чжен изд. «Мир» М. 1979 г. Видно, что при отрыве потока с верхней поверхности профиля, составляющего по протяженности около 70% его

поверхности, происходит соответствующая потеря подъемной силы как профиля так и крыла в целом. Отсюда понятна и значимость решаемой полезной моделью задачи.

Наиболее близким техническим решением к заявляемой полезной модели, принятым нами за прототип является решение по патенту «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 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 давления, двигаясь вдоль поверхности и наступает, так называемый, отрыв присоединенной массы (Фиг.6) Обеспечение ее безотрывности прототипом не предусмотрено.

Повысить безопасность полета на критических режимах, т.е. исключить отрыв потока на малой скорости обтекания или задержать отрыв до больших углов атаки на относительно большой скорости возможно, например, за счет

привлечения кинетической энергии обтекаемого потока в зону перехода 3-4 указанной выше области профиля, которая расположена на 3-15% хорды начиная от носка профиля..

Задачей, на решение которой направлена полезная модель, является нахождение энергетического источника для снабжения недостающей энергии пограничному слою в зоне перехода, которая составляет для всех исследованных профилей от 3 до 15% хорды профиля при кризисных эволюциях обтекания.

Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью, является исключение отрыва потока в зоне перехода вблизи передней кромки профиля и обеспечение безопасности полета.

Согласно полезной модели, заявленный технический результат достигается тем, что на верхней поверхности носка крыла в зоне 3-15% хорды профиля вдоль большей части размаха крыла установлено 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:

Фиг.1 - Перспективная научная программа США - АСЕЕ.

Фиг.2 - Исследованные в полете узлы конструкций для УЛО.

Фиг.3 - Современные профили крыльев, разработанные ЦАГИ.

Фиг.4 - Схемы образования местных областей перехода ПС вблизи передней кромки профиля.

Фиг.5 - Современное прецизионное оборудование для аэродинамических исследований (собственность ООО «Инновационного Центра «Опережение»).

Фиг.6 - Безотрывное течение присоединенного пограничного слоя.

Фиг.7 - Обтекание профиля с отрывом пограничного слоя.

Фиг.8 - Безотрывное обтекание отсека модели крыла по предмету полезной модели с помощью профилированных

вихреобразователей. Видны устойчивые вихревые структуры, полученные из дымовых струек. Фотография публикуется впервые. Собственность авторов.

Фиг.9 - Безотрывный носок крыла с профилированными вихреобразователями по предмету полезной модели.

Фиг.10 - Результаты экспериментальных испытаний модели отсека крыла по предмету полезной модели для определения заявляемых оптимальных соотношений размеров полезной модели.

Носок 2 крыла снабжен профилированными вихреобразователями 3, которые установлены на верхней поверхности носка крыла, начиная с 3% хорды и могут продолжаться до 15% 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 носке 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 носок крыла» в сравнении с работой носка крыла обычных профилей (без

вихреобразователей), например, показанных на фиг.3., При обтекании потоком 1 со скоростью V (Фиг.9), поток от критической точки А (Фиг.9, а так же Фиг.4) резко поворачивает вверх на верхнюю поверхность носка 2 крыла. Именно на этом повороте поток теряет до 40% своей кинетической энергии и, начиная с 3-15%, его плавные ламинарные свойства практически теряются. Происходит местный отрыв ламинарного ПС и переход в турбулентный ПС, который, образно говоря, как упругая лента движется вниз по потоку к задней кромке профиля до тех пор пока хватает ее энергии давления от места зарождения, т.е. от зоны перехода (3-15%) на носке профиля. Например, при дальнейшем увеличении угла атаки или при уменьшении скорости обтекания, энергетический запас пограничного слоя (упругость ленты) падает, сил для продвижения по поверхности крыла при наличии вязкости (слипаемости с поверхностью) не хватает. Наступает кризис обтекания, и пограничный слой как лента отрывается от обтекаемой поверхности, унося с собой подъемную силу крыла (до 70%). Под оторвавшийся ПС сразу же устремляется окружающий атмосферный воздух со своим статическим давлением и остается примерно только 30% подъемной силы, создаваемой давлением на нижней поверхности крыла и остатками неоторвавшихся зон вблизи передней кромки профиля.

Теперь рассмотрим работу носка крыла с вихреобразователями, т.е. по предмету полезной модели. Поток 1 со скоростью V, (Фиг.9), после прохождения критической точки А, разделяющей поток на нижний и верхний, попадает на верхнюю часть носка 2, на первые 3% хорды, где ламинарный ПС переходит в турбулентный и встречает вихреобразователь 3. С его верхней кромки поток попадает в профилированное углубление, где происходит намотка слоистого потока, слой за слоем, в сформированный устойчивый вихрь (как магнитофонная лента на круговой кассете). Происходит конденсаторное накопление кинетической энергии потока в вихре 4, (Фиг.8). Далее поток 1, перекатываясь по вихрю 4 и, контактуя с ним посредством вязкого трения, продвигается далее к задней кромке

профиля, слипаясь с обтекаемой поверхностью. При достижении кризисной ситуации, например, угол атаки превысил критический, поток 1 должен был бы, как описано выше, оторваться и превратится в поток 5 со скоростью V. 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 поток 6. В том случае, когда из компоновочных или расчетных соображений установки одного ряда вихреобразователей не достаточно, устанавливают дополнительные ряды вихреобразователей.

Таким образом, придание профилю дополнительной энергетической составляющей в виде одного или нескольких вихреобразователей обеспечивает безотрывное обтекание при кризисных режимах. Так на фиг.8 показана визуализация обтекания профиля дымовыми струйками. Несмотря на очень малую скорость обтекания, которая необходима для дымовых спектров (чтобы струйки не размывались скорость потока в дымовой трубе не превышает 3 м/с) отчетливо видны, как вихревые структуры, так и безотрывный поток соответствующий безотрывному течению на крыловом профиле по П.Чжену (Фиг.6), полученная при существенно большей скорости обтекания.

В результате экспериментальных исследований моделей профилей, аналогичных показанным на Фиг.3, 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. Результаты испытаний приведены на фиг.10, где видно, что обеспечением безотрывности снижается коэффициент сопротивления Сx.

Следовательно, заявленная полезная модель решает проблему совершенствования обтекания профиля и крыла в целом, повышая надежность крыла, как источника подъемной силы.

Безотрывный носок крыла, содержащий верхнюю и нижнюю профилированные поверхности, разделенные передней кромкой, и устройства на верхней поверхности носка профиля, влияющие на состояние пограничного слоя, отличающийся тем, что на верхней поверхности носка крыла в зоне 3-15% хорды профиля вдоль большей части размаха крыла установлено 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».



 

Похожие патенты:

Решение относится к крепежным и соединительным элементам, которые могут быть применены для сборки изотермических автомобильных фургонов, теплоизолированных камер для стационарных холодильных систем, производственных, складских и жилых помещений и т.п.

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественная область применения предлагаемой полезной модели - пассажирские или военно-транспортные самолеты. Технический результат заключается в повышении аэродинамического качества самолета на крейсерских режимах полета, что позволит снизить расход топлива, например, дальнемагистрального самолета, и увеличении коэффициента подъемной силы самолета на режимах взлета и посадки, что позволит уменьшить скорости и дистанции взлета и посадки.
Наверх