КРЫЛО С ЕСТЕСТВЕННЫМ ЛАМИНАРНЫМ ОБТЕКАНИЕМ ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2016 года по МПК G06F17/50 B64C3/14 B64F5/00 B64C30/00 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к способу проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием для реального сверхзвукового летательного аппарата (ЛА), в частности, к способу проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, которое, помимо снижения сопротивления давления, что являлось задачей при проектировании сверхзвуковых ЛА в прошлом, уменьшает сопротивление трения путем задержания турбулизации пограничного слоя на поверхности крыла при условиях полета, аналогичных наблюдаемым на реальных ЛА (при высоких числах Рейнольдса), и обеспечивает значительное повышение аэродинамического качества.

Уровень техники

Помимо наличия обычного индуктивного сопротивления и сопротивления трения, сверхзвуковой ЛА отличается от дозвукового ЛА тем, что добавляется еще и волновое сопротивление, возникающее вследствие воздействия скачков уплотнения, обусловленных сжимаемостью воздуха (см. Фиг.8), в результате чего снижается аэродинамическое качество (отношение подъемной силы к сопротивлению), являющееся показателем экономической эффективности. Самолету "Конкорд", который являлся единственным сверхзвуковым транспортным ЛА, пришлось столкнуться с проблемами экономической эффективности и воздействия на окружающую среду вследствие повышенного уровня шума двигателей и звукового удара. Сравнивая "Боинг-747", являющийся дозвуковым ЛА, и "Конкорд", видим, что их значения аэродинамического качества составляют соответственно 14 и 7, а при разработке сверхзвуковых транспортных ЛА следующего поколения конструкторы будут стремиться к дальнейшему повышению аэродинамического качества по сравнению со значением 7 с целью повышения экономической эффективности (К. Yoshida, "On fundamental research regarding aerodynamic shape of supersonic transports: an example of in-house research results", Journal of The Japan Society For Aeronautical and Space Sciences, Vol. 42, N486 (1994), pp.I-13, and К. Yoshida, К. Suzuki, Т. Iwamiya and F. Kuroda, "Reconsideration on Aerodynamic Design Concepts of the Scaled Supersonic Experimental Airplane - Comparison of the lst Generation SST -", 3 lst Annual Conference of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 2000).

В оптимальных способах аэродинамического проектирования, использующих способ расчетной газодинамики, разработанный в последние годы, делались попытки создания конструкции, направленной на снижение сопротивления давления, показателем которого является вышеупомянутое волновое сопротивление, и был достигнут значительный прогресс по сравнению с эрой разработки "Конкорда" (К. Yoshida, "Supersonic drag reduction technology in the scaled supersonic experimental airplane project by JAXA", Progress in Aerospace Sciences, Vol. 45, N4-5, pp.124-146 (2009)). Предполагалось, что сочетание способа расчетной газодинамики с способом проектирования с использованием численно оптимизированных алгоритмов находится в стадии, при которой она может обеспечить получение фактически оптимальных решений в пределах различных ограничений по производительности вычислительной системы и конструкции (то есть ограничений, накладываемых расчетом прочности, проектированием оборудования, летными характеристиками, и т.п.). Поэтому, когда конструкторы стремятся к дальнейшему улучшению, а не только к снижению сопротивления давления, считается важным попытаться уменьшить сопротивление трения, которое до настоящего момента не учитывалось при проектировании реальных сверхзвуковых ЛА. Отметим также, что данное изобретение направлено на снижение сопротивления трения.

В целом, сопротивление трения базируется на следующем физическом механизме. Во-первых, вследствие вязкости воздуха, скорость воздушного потока в непосредственной близости от аэродинамической поверхности практически равняется скорости потока на самой поверхности, но в направлении, перпендикулярном аэродинамической поверхности, скорость потока резко возрастает от нуля до значения скорости, приблизительно равной скорости установившегося потока, и, следовательно, градиент скорости в перпендикулярном направлении в непосредственной близости от аэродинамической поверхности является чрезвычайно высоким. Согласно законам аэродинамики, сила трения, создаваемая воздухом на аэродинамической поверхности, равна произведению упомянутого градиента скорости на коэффициент вязкости воздуха. Таким образом, цель (основная задача проектирования) снижения силы трения, действующей на аэродинамическую поверхность, заключается в снижении вышеупомянутого коэффициента вязкости или градиента скорости. Первый из этих параметров является аэродинамической физической константой, и поэтому искусственное регулирование затруднительно. Следовательно, принципиальная задача проектирования заключается в снижении второго параметра, то есть градиента скорости, с целью уменьшения сопротивления трения.

Далее, из общих свойств пограничного слоя известно, что на передней части аэродинамической поверхности сохраняется сравнительно стабильное ламинарное течение (оно носит название ламинарного пограничного слоя), и что на задней части поверхности это ламинарное обтекание разрушается и образуется изменяющееся во времени и пространстве турбулентное обтекание (турбулентный пограничный слой). Такое изменение носит название турбулизации пограничного слоя. Явление турбулизации пограничного слоя заключается в том, что чрезвычайно малые возмущения воздушного потока в границах ламинарного пограничного слоя усиливаются и распространяются выше над физическим телом, вызывая нестационарные и иррегулярные в пространственном отношении возмущения в пограничном слое (см. Фиг.9). Это свойство усиления. и затухания возмущений в ламинарном пограничном слое называется неустойчивостью пограничного слоя; известно, что в целом существуют два механизма неустойчивости (см. Фиг.10). Одним из них является неустойчивая волна, возникающая вследствие нестационарного распределения, с осью, перпендикулярной направлению потока, возникающего на крыле в двухмерном потоке. Обычно ее называют волной Толмина-Шлихтинга в честь теоретических первооткрывателей. Таким образом, этот тип неустойчивости называют неустойчивостью Толмина-Шлихтинга (T-S).

Вторым типом неустойчивости является неустойчивость, возникающая от компонентов скорости в пограничном слое, индуцированных градиентом давления в направлении, перпендикулярном направлению потока на трехмерном стреловидном крыле. Считается, что она соответствует неустановившемуся распределению с осью в направлении потока. Этот поток обычно называют "поперечным обтеканием", поэтому такой тип неустойчивости носит название неустойчивости поперечного обтекания (C-F).

Известно, что в турбулентном пограничном слое, возникающем в результате турбулизации, под влиянием неустойчивой и пространственно-нерегулярной турбулентности скорость потока в местах, находящихся лишь на небольшом расстоянии от поверхности, где скорость равна нулю, значительно выше, и градиент скорости значительно больше, чем в ламинарном пограничном слое, в результате чего коэффициент трения примерно в 7 раз выше, чем для ламинарного пограничного слоя, что обуславливает резкое возрастание сопротивление трения. Таким образом, вероятные способы снижения сопротивления трения должны предусматривать изменение формы объекта (крыла) таким образом, чтобы вышеупомянутая турбулизация пограничного слоя происходила как можно дальше вниз по потоку (ближе к задней кромке крыла), или чтобы можно было искусственно контролировать обтекание. В первом способе используется усовершенствование конструкции крыла; поскольку естественное ламинарное обтекание достигается за счет распределения окружающего давления, он называется естественной ламинаризацией; при втором способе применяется активное управление пограничным слоем посредством отсоса и отвода, и поэтому он называется искусственной ламинаризацией обтекания

Основной целью описываемого ниже изобретения является эффективная естественная ламинаризация обтекания, наиболее. эффективная и выгодная по использованию энергии; данное изобретение относится к новому способу проектирования, который, будучи примененным для обычных сверхзвуковых ЛА для снижения сопротивления давления, обеспечивает естественную ламинаризацию обтекания основного крыла с целью обеспечения дополнительного снижения сопротивления трения. До 1998 г. нигде во всем мире не делалось подобных попыток, и Японское агентство аэрокосмических исследований (далее JAXA) явилось первым, кто сделал такую попытку в своем проекте создания национального экспериментального сверхзвукового транспортного самолета (NEXST). В ходе этого проекта был спроектирован и разработан в уменьшенном масштабе экспериментальный сверхзвуковой беспилотный ЛА с дозвуковой передней кромкой стреловидного крыла, находящейся внутри конуса Маха; сначала было создано теоретическое распределение давлений на верхней поверхности основного крыла, вызывающее значительное смещение зоны турбулизации пограничного слоя вблизи передней кромки крыла назад, к задней кромке крыла; затем был разработан новый способ проектирования крыла, обеспечивающий получение такого распределения давлений (К. Yoshida, "Supersonic drag reduction technology in the scaled supersonic experimental airplane project by JAXA", Progress in Aerospace Sciences, Vol. 45, N4-5, pp.124-146 (2009); К. Yoshida, "Overview of NAL's Program Including the Aerodynamic Design of the Scaled Supersonic Experimental Airplane", Fluid Dynamics Research on Supersonic Aircraft of VKI, RTO Educational Notes 4, 1998; К. Yoshida and Y. Makino, "Aerodynamic Design of Unmanned and Scaled Supersonic Experimental Airplane in Japan", ECCOMAS 2004; and K. Yoshida, "Flight Test Results of Supersonic Experimental Airplane (NEXST-1)", Nagare, Journal of Japan Society of Fluid Mechanics, Vol. 25, pp.321-328 (2006)).

На Фиг.11 представлена структурная схема, иллюстрирующая способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, использовавшийся в проекте NEXST.

Этот способ проектирования крыла является обратным по отношению к обычному способу, при котором осуществляется определение распределения давлений при заданной форме; здесь, наоборот, производится определение формы крыла при заданном распределении давлений. Согласно вышеупомянутому способу проектирования основного крыла, сначала выбирается исходная конфигурация натуральномасштабного ЛА с целью последующего снижения сопротивления давления; затем с помощью способа расчетной газодинамики и способа прогнозирования точки турбулизации погранслоя (способ е^N см. Фиг.9) определяется требуемое распределение коэффициента давлений на верхней поверхности крыла (Ср, треб.-верх.), а распределение Ср на нижней поверхности крыла (Ср, треб.-ниж.) получают посредством вычисления разности между распределениями коэффициентов давлений на нижней и верхней поверхностях крыла (ΔСр, треб.) и способа проектирования закрученного крыла типа Карлсона в сочетании с концепцией проектирования, заключающейся в снижении индуктивного сопротивления, являющегося одним из типов сопротивления давления, с требуемым распределением Ср на верхней поверхности крыла (Ср, треб.-верх.). После этого, применяется способ расчетной газодинамики к поперечному сечению крыла исходной конфигурации ЛА, определяется новое распределение давлений в районе этого поперечного сечения, и затем определяется разность между данным распределением давлений и указанным выше требуемым распределением Ср (Ср, треб.); повторяя процесс корректирования формы основного крыла и анализа способом расчетной газодинамики до тех пор, пока эта рассчитываемая разность не станет меньше, чем заранее заданная величина (предельная величина), определяют форму поперечного сечения основного крыла (далее везде данный способ определения формы крыла называется основанным на расчетной газодинамике способом обратного проектирования). Здесь способ расчетной газодинамики представляет собой способ расчета обтекания, основанный на числовой динамике жидкости, и обычный способ анализа с помощью расчетной газодинамики при заданной форме использует расчетную газодинамику для определения физической величины поля обтекания в непосредственной близости от поверхности; основанный на расчетной газодинамике способ обратного проектирования при заданном распределении давления, характеризующем поле обтекания, служит для определения формы, реализуя вышеупомянутое распределение за счет сочетания обычного анализа способом расчетной динамики и способа последовательного корректирования формы. Таким образом, при проектировании формы поперечного сечения основного крыла на основе вышеупомянутого способа проектирования крыла, помимо требуемых распределений Ср на верхней и нижней поверхностях профиля (Ср, треб.), важно с высокой точностью устанавливать (задавать) требуемое распределение Ср на верхней поверхности основного крыла (Ср, треб.-верх.) Как уже пояснялось выше, в условиях полета (при больших числах Рейнольдса) крупногабаритного коммерческого сверхзвукового транспортного самолета (СТС) не имеется предшествующего примера крупногабаритного СТС с крылом с естественным ламинарным обтеканием с уменьшением сопротивления трения на верхней поверхности, и в настоящее время отсутствуют какие-либо общедоступные данные по распределению давлений на верхней поверхности основного крыла, обеспечивающему естественную ламинаризацию обтекания верхней поверхности крыла при высоких числах Рейнольдса (Re). Кроме того, создание требуемого распределения Ср (Ср, треб.-верх.) на данной верхней поверхности основного крыла требует значительных усилий, поскольку это распределение давлений необходимо устанавливать для всей поверхности основного крыла в направлении по хорде от передней до задней кромки крыла во всех точках по размаху крыла.

Вышеупомянутое распределение Ср (т.е. распределение коэффициента давления) делает распределение давлений более точным, и концепция распределения Ср выражается так же, как одно из распределений давлений. Здесь изложенный выше принцип изменен.

Японское агентство аэрокосмических исследований, в предположении, что в проекте NEXST задача сопротивления давления на сверхзвуковой передней кромке при сверхзвуковом полете является главной, и что при использовании ее результатов для передней кромки при полете на дозвуковых скоростях будут получены еще более высокие характеристики, сначала применило обе описанные выше концепции снижения сопротивления давления при проектировании с использованием линейной теоретической способики (принципы 1, 2, 3 снижения сопротивления давления на Фиг.12А). Затем была сделана попытка разработки способа проектирования конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием, ограниченная верхней поверхностью основного крыла, с помощью основанного на расчетной газодинамике способа обратного проектирования. В этом способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием сначала находят форму с теоретическим распределением давления для замедления турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности основного крыла (Фиг.112 В), затем это теоретическое распределение давлений берется в качестве требуемого, с помощью описанного выше способа снижения сопротивления давления выбирается проектируемая форма планера в качестве исходной, на основании этой формы поперечного сечения крыла используется анализ способом расчетной газодинамики для оценки распределений давлений на верхней и нижней поверхностях основного крыла, а затем анализ способом расчетной газодинамики повторяют, внося небольшие поправки в форму крыла, до тех пор, пока разность между оценочным и требуемым распределениями давлений не станет меньше определенной заданной величины. Посредством способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, базирующегося на основанном на расчетной газодинамике способе обратного проектирования, путем повторения этого обычного способа расчетной газодинамики и корректирования формы, разрабатывается определенная поперечная форма крыла (Фиг.12С). В качестве способа легкой коррекции формы, основанного на формулировке сверхзвуковой линейной теории (теории несущей поверхности), и использующего тот факт, что изменения давления и кривизна и толщина аэродинамического профиля находятся во взаимно-однозначном соответствии, применялось численное решение интегрального уравнения, определяющего это соответствие.

Качественная оценка влияния крыла с естественным ламинарным обтеканием, спроектированного таким образом, была впервые произведена посредством испытания в аэродинамической трубе (см. Фиг.12D). Термин "качественная" здесь означает, что поскольку при продувке в аэродинамической трубе, создающей сверхзвуковой поток, в ее конструкции неизбежно возникают возмущения, поступающий воздушный поток уже содержит значительное количество малых турбулентностей, и они сочетаются с неустойчивостью погранслоя, то есть здесь присутствует физический механизм, способствующий турбулизации, и настолько, насколько в общем случае было затруднительно устранить это влияние (в редких случаях, при специфических условиях продувки, удавалось значительно подавить турбулентность воздушного потока в аэродинамической трубе, но полностью устранить его не удавалось), считается, что турбулентность воздушного потока в аэродинамической трубе оказывает влияние на турбулизацию погранслоя. Вот почему в Японском агентстве аэрокосмических исследований был создан выполненный в уменьшенном масштабе экспериментальный сверхзвуковой ЛА и была произведена оценка конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием в реальных условиях полета без турбулентности воздушного потока. Общая длина планера экспериментального ЛА составляла 11,5 м, а выполнен он был в масштабе 11% от предполагаемых габаритов реального СТС в натуральную величину. Результаты анализа данных турбулизации погранслоя, полученных в ходе летных испытаний, было подтверждено, что точка турбулизации сместилась приблизительно на 40% вниз по хорде крыла, а также на экспериментальном ЛА NEXST-1 была произведена оценка влияния принципа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием (см. Фиг.12D и K.Yoshida, "Supersonic drag reduction technology in the scaled supersonic experimental airplane project by JAXA", Progress in Aerospace Sciences, Vol. 45, N4-5, pp.124-146 (2009)).

Однако поскольку в этих экспериментах использовался выполненный в уменьшенном масштабе ЛА общей длиной 11,5 м, число Рейнольдса также составляло 11% предполагаемого крупномасштабного СТС, и вышеупомянутый способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, разработанный в проекте NEXST испытывал проблемы, касающиеся разработки способики для применения в проектировании реального ЛА; стало ясно, что необходимо значительное улучшение требуемого распределения давления, полученного для конструкции ЛА NEXST-1 (R. Ueda and К. Yoshida, "Numerical Study on Optimum Pressure Distribution for Supersonic Natural Laminar Flow Wing Design", Proc. 32 nd Fluid Dynamics Conference, 2000).

Это эквивалентно увеличению числа Рейнольдса, вызывающему значительное возрастание неустойчивости в пограничном слое, так что создание требуемого распределения давления на верхней поверхности основного крыла должно полностью учитывать зависимость от числа Рейнольдса. В частности, при высоких числах Рейнольдса, соответствующих реальному самолету, наблюдается крайне высокая поперечная неустойчивость (C-F), и при требуемом распределении давления на верхней поверхности основного крыла, полученном для конструкции реального ЛА в проекте NEXST-1, впоследствии было обнаружено, что адекватное влияние не отражается. Поэтому в Японском агентстве аэрокосмических исследований было проведено исследование влияния улучшения распределения давления с целью получения аналогичной естественной ламинаризации даже для высоких чисел Рейнольдса, соответствующих наблюдаемым на крупногабаритных ЛА, таких как СТС. В результате, как один из результатов, было обнаружено, что если градиент ускорения поблизости от передней кромки увеличивали в 3 или более раз, чем во время проектирования экспериментального ЛА NEXST-1, то влияние имело место (R. Ueda and К. Yoshida, "Numerical Study on Optimum Pressure Distribution for Supersonic Natural Laminar Flow Wing Design", Proc. 32 nd Fluid Dynamics Conference, 2000), но при последующем детальном анализе стало ясно, что хотя базовый подход к получению этого результата был качественно рациональным, в количественном отношении он не соответствовал ожидаемому, и была необходима обширная доработка. Основной причиной этого являлись погрешности вследствие недостаточной точности модели в способе анализа турбулизации, применявшемся в этот раз. Кроме того, универсальный способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, применимый не только к основному крылу, но и к другим несущим поверхностям экспериментального ЛА NEXST-1, не был создан. Настоящее изобретение направлено на решение этих проблем.

И, наконец, в США проводились независимые исследования естественной ламинаризации при сверхзвуковых скоростях практически в тот же период времени, что и вышеупомянутый проект NEXST (I. Kroo, P. Sturdza, R. Tracy and J. Chase, "Natural Laminar Flow for Quiet and Efficient Supersonic Aircraft". AIAA-2002-0146, 2002). В этих исследованиях использовалась концепция проектирования крыла с ламинарным обтеканием, отличающаяся от концепции проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, использовавшейся при проектировании NEXST-1; как указывалось выше, в то время как в конструкции NEXST-1 применялся способ подавления неустойчивости поперечного обтекания (C-F), принцип создания конструкции в вышеупомянутых исследованиях США заключался в подавлении неустойчивости Толмина-Шлихтинга, и в отличие от обычного крыла, имеющего большой угол стреловидности около 45° или более, выбираемого с целью снижения сопротивления давления, в проекте США исследовалось крыло с малым углом стреловидности приблизительно от 10° до 20°, со сверхзвуковой передней кромкой. Поскольку передняя кромка данного крыла имеет характерную форму поперечного сечения с острым тонким распределением, градиент давления в направлении потока надежно монотонно снижается, и здесь возникает преимущество по градиенту ускорения, оказывающему решающее влияние при подавлении неустойчивости Толмина-Шлихтинга; но поскольку при малом относительном удлинении угол стреловидности крыла мал, в вышеуказанном диапазоне приблизительно от 10° до 20°, индуктивное сопротивление возрастает, и считается, что одновременное снижение сопротивления трения и сопротивления давления является затруднительным. Влияние смещения точки турбулизации с помощью этого способа было визуально подтверждено посредством летных испытаний с крылом описанной выше формы, прикрепленным перпендикулярно к фюзеляжу истребителя F-15 (однако, само крыло было выполнено в масштабе уменьшенной модели); что касается подтверждения естественной ламинаризации на планере реального самолета, то передовой технический уровень здесь очевиден, но если учесть, что использовалась модель уменьшенного масштаба (число Re здесь не соответствовало числу Re реального самолета), и что попытка одновременного снижения сопротивления давления не была предпринята, данное исследование рассматривается как совершенно незаконченное в плане его использования в конструкции реального самолета. Кроме того, поскольку в настоящее время в Европе не проводится никаких исследований и разработок по естественной ламинаризации, полезность предлагаемого изобретения очевидна.

Раскрытие изобретения

Данное изобретение было разработано в результате анализа описанных выше проблем известного уровня техники, и его целью является создание способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием для крупномасштабного коммерческого сверхзвукового ЛА, который, помимо снижения сопротивления давления, что обычно является задачей при проектировании сверхзвуковых ЛА, обеспечивает смещение точки турбулизации переходного слоя на поверхности крыла при высоких числах Re, соответствующих возникающим на реальных ЛА, а также обеспечивает значительное улучшение аэродинамического качества.

Для достижения вышеупомянутой цели предлагается способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.1, включающий: процесс определения исходной формы поперечного сечения крыла; процесс анализа способом расчетной газодинамики для определения распределения давления поля обтекания вблизи поверхности крыла полученной формы поперечного сечения; процесс анализа турбулизации с целью приблизительного нахождения положения точки турбулизации пограничного слоя на поверхности крыла; процесс установления требуемых распределений давления для верхней и нижней поверхностей крыла, основанный на полученном распределении давления; и основанный на расчетной газодинамике процесс обратного проектирования, включающий процесс анализа способом расчетной газодинамики и процесс корректировки формы, корректирующий форму поперечного сечения крыла таким образом, что распределение давления, полученное в процессе анализа способом расчетной газодинамики, сходится на требуемом распределении давления, отличающийся тем, что из требуемых распределений давления, распределение давления на верхней поверхности крыла определяет "направление по хорде крыла от передней до задней кромки" как область в каждой точке по размаху крыла, и кроме того, которой присваивается тип функции с параметрами, зависящими от положения по размаху в качестве коэффициентов; тогда чувствительность турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла вследствие изменения величины каждого из вышеупомянутых параметров анализируется процессом анализа турбулизации; и посредством поиска определяется оптимальная комбинация значений параметров, максимально смещающая к задней кромке крыла точку турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла при заданном числе Рейнольдса.

В вышеупомянутом способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием используется новый процесс, облегчающий создание требуемого распределения давления, соответствующего крылу с естественным ламинарным обтеканием, эффективно смещающий назад точку турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла даже при высоких числах Рейнольдса, имеющих место на крупных СТС, являющийся частью способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, разработанного в проекте NEXST, и целесообразность применения которого была подтверждена испытаниями в аэродинамической трубе и летными испытаниями самолета NEXST-1, то есть основанный на расчетной газодинамике процесс обратного проектирования, содержащий операции по получению требуемого распределения давления, проведение обычного анализа способом расчетной газодинамики для получения данного распределения, и проведение корректировок формы. Иными словами, для требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, соответствующего естественной ламинаризации, параметры, зависящие от каждой из точек по размаху крыла, определяются типами функции с коэффициентами, и производятся отдельные анализы чувствительности колебаний точек турбулизации пограничного слоя к изменению значения каждого из параметров с помощью способа анализа турбулизации, называемого "способом е^N"; путем поиска оптимальной комбинации каждого из значений параметров, обеспечивающих максимальное смещение точки турбулизации пограничного слоя к задней кромке крыла, можно легко получить требуемое распределение давления, обеспечивающее смещение точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла даже при высоких числах Рейнольдса, имеющих место на крупномасштабных СТС.

В способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.2, среди 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 в точках по размаху крыла.

В вышеупомянутом способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, можно легко получить требуемое распределение давления на нижней поверхности крыла путем совместного использования требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, полученного с помощью анализа чувствительности посредством описанного выше способа анализа турбулизации, и распределение разности давлений между верхней и нижней поверхностям, полученного способом проектирования, с целью получения оптимального сочетания распределения угла аэродинамической крутки и кривизны крыла по размаху крыла, как, например, способа проектирования угла крутки крыла. Таким образом, используя распределение давлений, полученное с помощью требуемых распределений давления на верхней и нижней поверхностях, в качестве требуемого распределения давления в основанном на расчетной газодинамике процессе обратного проектирования, осуществляется снижение сопротивления давления и сопротивления трения крыла, и может быть спроектировано крыло с естественным ламинарным обтеканием для СТС, обеспечивающее значительное улучшение аэродинамического качества.

В способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.3, когда направление хорды крыла проходит по оси X, направление размаха крыла - по оси Y, и длина хорды крыла (=с(у)) используется для создания точки в направлении хорды (X) от передней кромки крыла, в каждой позиции по размаху (Y=у) безразмерной (ξ≡х/с(у)), создается форма требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла в каждой позиции по размаху крыла таким образом, что в крайне узкой области от передней кромки крыла, в которой устанавливается Δξ<0.01, градиент быстрого роста давления и градиент быстрого снижения непрерывны, и в последующей широкой области, в которой устанавливается Δξ≤ξ≤1, давление плавно возрастает, и в то же время, величина ускорения уменьшается, и плавно ускоряющийся градиент, асимптотически приближающийся к заданной величине, является непрерывным.

В вышеупомянутом способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, рассматривается основное крыло крупномасштабного СТС с большим углом стреловидности. Таким образом, основная задача заключается в подавлении неустойчивости поперечного обтекания (C-F), являющейся основным видом неустойчивости вблизи передней кромки крыла с большим углом стреловидности (45° или более); далее, была сделана попытка дополнительно обеспечить подавление неустойчивости Толмина-Шлихтинга (T-S), являющейся доминирующей на удалении от передней кромки. В частности, поскольку неустойчивость поперечного обтекания (C-F) является основной причиной возникновения градиента давления в поперечном направлении, с самого начала принцип проектирования заключался в снижении градиентов давления по всем направлениям. Однако при учете влияния толщины крыла, законцовок крыла и явления подъемной силы, становится ясно, что сохранить маленький градиент давления невозможно.

Таким образом, для начала, в качестве градиента давления в направлении набегающего потока была выбрана такая форма распределения, что область, в которой наблюдалось большое изменение, ограничивалась начальным участком вблизи передней кромки крыла, на протяжении приблизительно 1% длины хорды крыла, и после этого, по мере разработки в направлении размаха крыла, градиент давления почти не менялся, и уровень давления оставался практически постоянным, так что большие градиенты давления не возникали. Мы считаем, что это соответствует идеальной форме распределения давления для естественной ламинаризации, наиболее соответствующей основному крылу с большим углом стреловидности; чувствительность параметров, характеризующих форму распределения давления, к характеристикам турбулизации, были подробно изучены, и для каждого числа Рейнольдса были выбраны конкретные формы распределения, соответствующие масштабу основного крыла для применения. Рассматривая такую форму распределения в направлении потока, мы видим, что имеет место очень резкое ускорение на участке вблизи передней кромки на расстоянии примерно 0,5% от длины хорды крыла, а после достижения точки минимального давления, происходит резкое снижение на приблизительно таком же маленьком участке, а затем наблюдается тенденция к плавному ускорению вплоть до задней кромки крыла. Резкое начальное ускорение преследует своей целью сокращение вышеупомянутого участка замедления, а второе быстрое замедление предусматривается с целью подавления поперечного обтекания, возникающего на начальном участке замедления, путем создания градиента давления в противоположном направлении. Чем выше число Рейнольдса, тем больше необходимость систематического использования этого явления; эта характерная форма распределения давления практически везде описывается ступенчатой функцией.

В способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.4, помимо описанного выше требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, для точки максимального достижения давления (минимальное значение давления) быстрого замедления градиента в каждой позиции по размаху крыла и заданного значения плавного ускорения градиента, основанных на установленных значениях, таким образом, чтобы быть равными средним значениям распределений давления, на заданных участках по длине хорды крыла в тех же позициях по размаху исходного распределения давления, полученного посредством анализа способом расчетной газодинамики исходного распределения, проводя процесс анализа турбулизации и регулируя оба значения, снова выбирается сочетание, обеспечивающее максимальное смещение точки турбулизации назад.

В описанном выше способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, считая, что разработка распределения давления по размаху крыла непосредственно связана с неустойчивостью поперечного обтекания (C-F), средние уровни давления в постоянном диапазоне, например, в диапазоне от 20% до 80% по длине хорды крыла в каждой позиции по размаху крыла исходного распределения давления, полученные путем применения обычного анализа способом расчетной газодинамики к исходной форме, выбираются в качестве характерных значений распределения давления в направлении по хорде для каждой позиции по размаху крыла, и требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла создается в каждой позиции по размаху крыла, таким образом, что точки максимального достижения давления (минимальных значений давления) вблизи передней кромки в каждой позиции по размаху крыла практически равны вышеупомянутым характерным значениям, а также так, что асимптотические значения на задней кромке крыла практически равны этим характерным значениям. Находя сочетание значений, при которых точка турбулизации пограничного слоя максимально сдвигается назад, параллельно проводя анализ турбулизации и независимо регулируя характерные значения, удается обеспечить подавление неустойчивости поперечного обтекания.

В способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.5, помимо требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, в каждой позиции по размаху крыла, в качестве основного принципа, задается значение давления на передней кромке крыла, полученное путем умножения давления в критической точке, определяемой числом М невозмущенного потока и углом стреловидности передней кромки, на заранее заданную величину.

При положительной подъемной силе, поскольку, в общем случае, критическая точка находится вблизи нижней поверхности крыла около передней кромки, величину требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла на передней кромке крыла следует задавать немного меньше, чем требуется. При таком определении, значение Ср на передней кромке рассчитывается на основании результатов анализа исходной формы способом расчетной газодинамики, и принятие данного значения обеспечивает наивысшую точность. Следовательно, это значение можно использовать. Однако автор данной заявки экспериментально обнаружил, что, помимо определения по результатам анализа способом расчетной газодинамики, значение, полученное посредством умножения давления в критической точке (Ср крит.), определяемого по числу М невозмущенного потока (М_∞) и углу стреловидности передней кромки (Λ_LE), на постоянную величину, например, 0,86, дает результат, достаточно точно соответствующий результатам анализа способом расчетной газодинамики для исходной формы, и при использовании данного значения процесс проектирования становится более эффективным; таким образом, в качестве базового принципа, мы выбираем данное значение.

В способе проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по п.6, когда каждая позиция по размаху крыла (Y=у) определяется как безразмерная (η≡y/s) no полуразмаху, требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла (Ср(ξ,η)) описывается следующей экспоненциальной функцией, имеющей в качестве коэффициентов параметры {A₀(η), A₁(η), A₂(η), А₃(η), A₄(η), B₁(η), В₂(η), В₃(η)}, зависящие от каждой позиции по размаху крыла, и параметры {P₁, P₂}, не зависящие от позиции по размаху,

Уравнение 1

$$\begin{array}{l}Cp\left(\xi ,\eta \right)=A_0\left(\eta \right)\cdot 1+A_1\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_1\left(\eta \right)\xi \right)-1\right]+A_2\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_2\left(\eta \right)\xi \right)-1\right]+\\ A_3\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_3\left(\eta \right){\xi }^{P1}\right)-1\right]+A_4\left(\eta \right)\cdot {\xi }^{P2}\end{array}$$ $$$$ ,

с помощью процесса анализа турбулизации исследуется зависимость турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла от изменения значений каждого из параметров, и производится поиск оптимального сочетания значений параметров, "обеспечивающего максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла для рассматриваемого числа Рейнольдса".

Автор данной заявки обнаружил, что указанный выше тип функции достаточно точно отражает соответствующее естественной ламинаризации требуемое распределение давления, которое при заданном числе Рейнольдса обеспечивает смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла, то есть распределение давления, при котором быстрое ускорение градиента в крайне узком диапазоне приблизительно 1% по длине хорды крыла на передней кромке крыла и быстрое замедление градиента являются непрерывными, а плавное ускорение градиента продолжается на длинном участке после этого. При определении каждого из этих параметров, на основании уже определенных значений параметров (замеренных значений), применяется способ анализа турбулизации для осуществления анализа чувствительности (параметрических исследований) с целью определения параметров. Таким образом, определяется требуемое распределение давления, соответствующее естественной ламинаризации, с использованием типа функции, имеющей в качестве коэффициентов параметры, определяемые анализом чувствительности посредством способ анализа турбулизации, а посредством поиска оптимального сочетания значений параметров для максимального смещения назад точки турбулизации пограничного слоя может быть получено требуемое распределение давления, которое даже при высоких числах Рейнольдса имеющих место на крупномасштабных СТС, обеспечивает максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла.

На сверхзвуковых ЛА, построенных с помощью способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по любому из вышеуказанных пп.1-6, форма поперечного сечения крыла по направлению вдоль хорды крыла в каждой позиции по размаху крыла отличается тем, что она имеет кривизну вблизи передней кромки (критической точки), являющуюся постоянной величиной и составляющую 1/3 или менее кривизны нормальной формы поперечного сечения крыла (форма поперечного сечения крыла самолета "Конкорд", практически используемого в качестве коммерческого сверхзвукового самолета) в элементе контура не менее 0.1% по длине хорды крыла, включая переднюю кромку, и тем, что ее кривизна далее быстро уменьшается до 1/10 или менее от этого постоянного значения в элементе контура 0,2% по длине хорды крыла от вышеупомянутого элемента контура до в направлении к задней кромке крыла.

Вышеупомянутое крыло сверхзвукового самолета, помимо снижения сопротивления давления, может также снижать сопротивление трения на поверхности крыла, и обеспечивает значительное улучшение аэродинамического качества.

С помощью способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, предлагаемого настоящим изобретением, для исходной формы натуральномасштабного самолета, оптимизированной таким образом, чтобы снизить сопротивление давления сверхзвукового ЛА, дополнительно можно понизить сопротивление трения на верхней поверхности крыла, избежав отрицательного влияния на его индуктивное сопротивление. В частности, на данный момент не существует каких-либо технических отчетов по основному крылу в плане (для самолета) с дозвуковой передней кромкой для крупномасштабного СТС (с высокими числами Рейнольдса), целью которых являлась бы так называемая естественная ламинаризация обтекания на верхней поверхности крыла с целью расширения области ламинарного обтекания и снижения сопротивления трения вследствие смещения назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла, и, таким образом, предлагаемый способ проектирования еще не был установлен; но с помощью способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, предлагаемого настоящим изобретением, можно одновременно уменьшить индуктивное сопротивление (сопротивление давления) крыла и фюзеляжа, и сопротивление трения на верхней поверхности основного крыла крупномасштабного СТС.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 - блок-схема, иллюстрирующая способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, предлагаемый данным изобретением;

Фиг.2 - поясняющая схема, показывающая рассматриваемые настоящим изобретением типичные виды крыла СТС в плане;

Фиг.3 - поясняющая схема, показывающая распределения давления на верхней поверхности крыла, полученные обычным анализом способом расчетной газодинамики для исходной формы натуральномасштабного ЛА (для треугольной формы крыла в плане);

Фиг.4А - поясняющая схема, показывающая характеристики формы требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла, соответствующего естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса;

Фиг.4В - поясняющая схема, показывающая пример типа функции, определяющей требуемое распределение Ср на верхней поверхности крыла, соответствующее естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса, наблюдаемых на крупномасштабных СТС;

Фиг.5А - поясняющая схема, показывающая пример параметров, требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла, соответствующего естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса, наблюдаемых на крупномасштабных СТС;

Фиг.5В - требуемое распределение Ср для параметров Фиг.5А;

Фиг.6 - поясняющая диаграмма, показывающая результаты анализа турбулизации, проведенного для формы требуемого распределения Ср, представленного на Фиг.5В;

Фиг.7А - поясняющая диаграмма сравнения форм поперечного сечения крыла в качестве примеров конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием для крупномасштабных СТС при высоких числах Рейнольдса;

Фиг.7В - поясняющая диаграмма сравнения (посредством наложения) форм поперечного сечения крыла в качестве примеров конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием для крупномасштабных СТС при высоких числах Рейнольдса;

Фиг.7С - поясняющая диаграмма сравнения (посредством наложения) распределения кривизны вблизи передней кромки для форм поперечного сечения крыла в качестве примеров конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием для крупномасштабных СТС при высоких числах Рейнольдса;

Фиг.8 - поясняющая диаграмма, показывающая распределение лобового сопротивления сверхзвукового ЛА в качестве базы данного изобретения;

Фиг.9 - поясняющая диаграмма, показывающая основные результаты расчета точки турбулизации пограничного слоя в качестве базы данного изобретения;

Фиг.10 - поясняющая диаграмма, показывающая физический принцип явления турбулизации пограничного слоя в качестве базы данного изобретения;

Фиг.11 - структурная схема, иллюстрирующая способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, использовавшийся в проекте NEXST;

Фиг.12А - поясняющая диаграмма, показывающая принцип аэродинамической конструкции экспериментального выполненного в уменьшенном масштабе сверхзвукового ЛА Японского агентства аэрокосмических исследований;

Фиг.12В - поясняющая диаграмма, показывающая основные результаты требуемого распределения Ср для экспериментального выполненного в уменьшенном масштабе сверхзвукового ЛА Японского агентства аэрокосмических исследований;

Фиг.12С - поясняющая диаграмма, показывающая основные результаты основанного на расчетной газодинамике способа обратного проектирования экспериментального выполненного в уменьшенном масштабе сверхзвукового ЛА Японского агентства аэрокосмических исследований; и

Фиг.12D - поясняющая диаграмма, показывающая основные результаты экспериментальной оценки конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием экспериментального выполненного в уменьшенном масштабе сверхзвукового ЛА Японского агентства аэрокосмических исследований.

Осуществление изобретения

Ниже приводится более подробное описание данного изобретения с помощью исполнений, представленных на чертежах.

Фиг.1 - схема обтекания, иллюстрирующая способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, предлагаемый данным изобретением.

Предлагаемый способ проектирования, наряду с тем, что он включает основанный на расчетной газодинамике способ обратного проектирования для определения формы крыла, обеспечивающей заданное требуемое распределение давления, представляющий собой обычный анализ способом расчетной газодинамики для определения распределения давления вблизи крыла данной формы, являющийся типичным для способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием (здесь и далее называемого "существующим способом проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием"), разработанный в проекте NEXST и представленный на Фиг.11, и способ корректирования формы крыла таким образом, что распределение давления вблизи формы крыла сходится на требуемом распределение давления, обеспечивает простой способ создания требуемого распределения давления (требуемого распределения Ср), необходимого для проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, снижающего сопротивление трения на верхней поверхности крыла (смещающего назад точку турбулизации пограничного слоя) в условиях полета, характерных для крупномасштабных СТС (при высоких числах Рейнольдса), что являлось затруднительным при использовании существующего способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием. Подробности объясняются ниже со ссылками на Фиг.3 и 4, но в условиях полета, характерных для полета крупномасштабных СТС, требуемое распределение Ср на верхней поверхности крыла, обеспечивающее естественное ламинарное обтекание крыла, количественно определяется типом функции, в котором направление по хорде крыла от передней кромки до задней кромки в каждой позиции по размаху крыла (η) рассматривается как область (ξ), и имеющем в качестве коэффициентов ряд параметров (в настоящем исполнении {A₀, A₁, А₂, А₃, А₄, B₁, B₂, В₃}, зависящих от позиции по размаху крыла.. Базовый тип функции остается неизменным, но для анализа чувствительности и изменения параметров (параметрического исследования) применяется способ анализа турбулизации (способ е^N) с целью упрощения получения требуемого распределения Ср, положительно влияющего на крыло с естественным ламинарным обтеканием с удовлетворительными характеристиками турбулизации пограничного слоя в условиях полета, типичных для крупномасштабных СТС (при больших числах Рейнольдса), то есть обеспечивающего смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на поверхности крыла.

Таким образом, в дополнение к обычному способу проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, блок-схема на Фиг.1 вводит процесс анализа исходных характеристик распределения Ср на верхней поверхности крыла, полученных с помощью использования обычного анализа способом расчетной газодинамики для исходной конфигурации ЛА (этап S4), и корректированием параметров распределения Ср на верхней поверхности крыла посредством анализа чувствительности с помощью способа е^N (этапы S5 и S6). Иными словами, на первом этапе разрабатывается исходная конфигурация натуральномасштабного ЛА с целью снижения сопротивления давления (этапы S1 и S2); затем для этой исходной конфигурации натуральномасштабного ЛА производится обычный анализ способом расчетной газодинамики и анализируются характеристики распределения давления на верхней поверхности крыла (этапы S3 и S4). После этого, на основании результатов данного анализа, производится коррекция параметров типа функции для требуемого распределения Ср (на верхней поверхности крыла) (этапы S5 и S6). Затем, на основании распределения разности давлений между верхней и нижней поверхностями крыла, полученного в ходе проектирования закрученного крыла (типа Карлсона), рассчитывается форма распределения давления на нижней поверхности крыла и устанавливается требуемое распределение Ср основного крыла, необходимое для основанного на расчетной газодинамике способа обратного проектирования (этап S7). Анализ способом расчетной газодинамики применяется к форме поперечного сечения крыла исходной конфигурации натуральномасштабного ЛА, коррекция формы производится с целью устранения разницы между распределением Ср, полученным путем анализа способом расчетной газодинамики, и описанным выше требуемым распределением Ср на основном крыле, и этот процесс повторяется до тех пор, пока не произойдет схождение, и разница не станет равной нулю (этап S8). Как правило, в качестве вышеупомянутого способа коррекции формы используется уравнение, базирующееся на сверхзвуковой линейной теории; но даже если погрешность линейной аппроксимации станет слишком большой при увеличении толщины крыла и приближении к передней кромке, считается, что до тех пор, пока циклически используется включающий нелинейность анализ способом расчетной газодинамики, данный способ будет наиболее эффективным.

Ниже производится разъяснение по каждому из вышеупомянутых этапов.

Сначала, на этапе S1, устанавливаются расчетные точки. В качестве расчетных точек, например, могут быть выбраны крейсерское число М, коэффициент подъемной силы при полете на крейсерском режиме C_L, угол атаки α, число Рейнольдса для средней аэродинамической хорды R_e,MAC, высота полета на крейсерском режиме Н, длина самолета L, средняя аэродинамическая хорда (САХ) MAC и угол стреловидности крыла Λ_LE.

Что касается диапазонов вышеупомянутых параметров, то для числа М, например, выберем диапазон 1,4≤М≤3,0. В качестве диапазона числа Рейнольдса для САХ выберем, например, 14*10⁶≤R_e,MAC≤180·10⁶. Высота крейсерского полета, например, пусть будет в диапазоне 16 км (М=1.4)≤Н≤20 км (М=3.0). Полная длина самолета, например, пусть изменяется в диапазоне 48 м (малогабаритный СТС) ≤L≤105 м (крупногабаритный СТС). Средняя аэродинамическая хорда, например, пусть изменяется в диапазоне 13 м ≤ MAC ≤ 48 м. И, диапазон угла стреловидности крыла), для примера, пусть будет следующим: 45° (М=1.4) ≤ Λ_LE ≤ 80° (М=3.0).

В качестве одного примера для данного исполнения выбираем следующие расчетные точки:

(1) M=2,0, C_L=0,1, α=2°

(2) Н=18,3 км, R_e,MAC=120·10⁶

(3) L=91,4 м, MAC=25 м

Затем, на этапе S2, определяем исходную конфигурацию натуральномасштабного ЛА. Сначала определяем исходную конфигурацию натуральномасштабного самолета, имея в виду задачу снижения сопротивления давления. Основными составляющими сопротивления давления являются зависящее от объема волновое сопротивление и индуктивное сопротивление; в качестве принципа проектирования для снижения зависящего от объема волнового сопротивления выберем, например, фюзеляж с обводами по "правилу площадей", а в качестве принципа проектирования с целью снижения индуктивного сопротивления выберем, например, стреловидное крыло в плане и крыло с круткой типа Карлсона (оптимальное сочетание распределений кривизны крыла и аэродинамической крутки).

На Фиг.2 представлена поясняющая схема, показывающая рассматриваемые настоящим изобретением типичные виды крыла СТС в плане; В данном изобретении, если форма крыла в плане (с дозвуковой передней кромкой) располагается с передней кромкой внутри конуса Маха, создаваемого каждой частью ЛА, как показано на Фиг.2, применение данного изобретения в принципе возможно, независимо от рассматриваемой формы крыла в плане. Применение возможно для чисел М приблизительно от 1,4 до 3,0, и как результат для форм крыла в плане с углом стреловидности по передней кромке приблизительно от 45° до 80°. В качестве выполненной в уменьшенном масштабе модели натурального самолета рассмотрим ЛА, уже утвержденный Японским агентством аэрокосмических исследований (экспериментальный ЛА NEXST-1 уменьшенного масштаба общей длиной 11,5 м); предполагаем, что в исследовании участвуют самолеты от малогабаритных СТС пассажировместимостью от 35 до 50 человек (общей длиной порядка 48 м), включая среднегабаритные СТС типа "Конкорд" пассажировместимостью 100 человек (общая длина 62 м), и до крупногабаритных СТС пассажировместимостью 300 пассажиров (общая длина 91 м); при этом охватываются числа Рейнольдса для САХ в диапазоне от 14·10^-6 до 180·10^-6. Разумеется, даже для более низких чисел Рейнольдса от 14·10^-6 и ниже, рассматривая аэродинамические характеристики, мы увидим, что неустойчивость пограничного слоя на верхней поверхности крыла уменьшается, и, следовательно, данное изобретение может быть применено без модификации.

На следующем этапе (S3) анализ способом расчетной газодинамики применяется к исходной форме натуральномасштабного самолета. Результаты анализа (результаты оценки) используются для определения параметров {A₀, A₁} из числа вышеупомянутых параметров, относящихся к типу функции требуемого распределения Ср, получение которого является целью используемого в данном изобретении способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием.

Затем, на этапе S4, производится анализ исходного распределения Ср на верхней поверхности крыла.

На Фиг.3 представлена поясняющая схема, показывающая распределения давления на верхней поверхности крыла, полученные обычным анализом способом расчетной газодинамики для исходной формы натуральномасштабного ЛА (для треугольной формы крыла в плане). Вертикальная ось представляет собой коэффициент давления Ср, полученный путем перевода в безразмерную величину разности со статическим давлением установившегося течения, используя динамическое давление. Обычно вверх откладываются отрицательные значения, и тенденция к повышению, наблюдаемая в распределении Ср, указывает на направление ускорения по скорости потока.

В данном распределении Ср для того, чтобы сделать возможным анализ, положение по хорде (X) в каждой позиции по размаху крыла (Y=у) определяется как новая переменная ξ(≡Х/с(у)), переведенная в безразмерную величину (=Х/с(у)) с помощью длины по хорде крыла (=с(у)) с началом отсчета от передней кромки крыла. Таким образом, посредством преобразования для получения безразмерной оси абсцисс, область распределения Ср в направлении по хорде крыла в каждой позиции по размаху крыла полностью расположена между значениями 0 и 1, независимо от положения по размаху крыла, и множество распределений Ср в различных позициях по размаху крыла может быть отображено одновременно в той же самой координатной плоскости. На Фиг.3 показаны распределения Ср в шести характерных точках по размаху крыла (y/s=0,2; 0,3; 0,5; 0,7 и 0,9).

Аналогичным образом, координата в направлении по размаху крыла (у) преобразована в безразмерную величину (=y/s) путем деления на величину полуразмаха (=s), и обозначается как новая переменная η (=y/s).

Как видно из чертежа, в общем, средняя величина уровня давления в задней части от центра крыла по распределению Ср имеет тенденцию к смещению из внутренней области крыла к внешней (по мере увеличения η). Следовательно, параметр A₁ определяется таким образом, чтобы следовать этой тенденции. Простейшим способом настройки считается использование самих средних значений (C_p,av(η)) уровней давления вблизи длины хорды крыла от 20 до 80% (0.2≤ξ≤0.8) в качестве A₁ (0,2), A₁ (0,3), A₁ (0,5), A₁(0,7) и A₁(0,9) в каждой из вышеупомянутых позиций по размаху крыла..

Далее, A₀ является величиной требуемого распределения Ср на передней кромке (ξ=0), но при положительной подъемной силе, в общем случае, критическая точка находится вблизи нижней поверхности крыла около передней кромки, и, следовательно, величину давления следует задавать немного меньше, чем давление в критической точке. Это наиболее точно определяется путем расчета значения Ср на передней кромке (каждое значение Ср на Фиг.3, для которого ξ=0) по результатам обычного анализа способом расчетной газодинамики; но при использовании упрощенного способа определения, как показано в уравнениях 2 и 3 ниже, рекомендуется принимать величину, равную коэффициенту 0,86, умноженному на величину Ср в критической точке (Ср Крит.), определяемую по числу М установившегося потока (М_∞) и углу стреловидности по передней кромке (Λ_LE) в соответствии с уравнением изоэнтропии.

Уравнение

$$Cpкрит.=\left[{\left\{1+\mathrm{0,2}{М}_{\infty }^2\left(1-{\sin }^2{\Lambda }_{LE}\right)\right\}}^{3.5}-1\right]\times {\left(\mathrm{0,7}{М}_{\infty }^2\right)}^{-1}$$

Уравнение 3

$$A_0=0.86\times Cpкрит$$ .

Затем, на этапе S5, производится коррекция параметров требуемого распределения Ср на верхней поверхности основного крыла.

Фиг.4А - поясняющая схема, показывающая характеристики формы требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла, соответствующего естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса.

Отличительными особенностями данного требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла являются быстрое ускорение градиента (параметр A₁) в крайне узкой области вблизи передней кромки крыла (например, Δξ<0.01) с последующим быстрым градиентом замедления (параметр А₂), после чего имеет место медленное ускорение, скорость которого постепенно снижается, и градиент медленного ускорения продолжается на задней кромке.

Такое быстрое ускорение вблизи передней кромки крыла, аналогичное принципу конструкции опытного ЛА NEXST-1, основано на принципе подавления возникновения поперечного обтекания вблизи передней кромки, где оно является наиболее сильным при сужении области ускорения в направлении по хорде крыла, что является его основной причиной. Однако в отличие от условий полета опытного ЛА NEXST-1, число Рейнольдса для данного крупногабаритного СТС, к которому относится рассматриваемое изобретение, больше в 10 или более раз, и величину ускорения необходимо значительно увеличить.

Далее, что касается замедления от параметра A₁ к параметру А₂, задача заключается в том, чтобы путем создания обратного распределения давления по хорде крыла в каждой позиции по размаху крыла, добиться роста поперечного обтекания, которое не может подавить неустойчивость поперечного обтекания (C-F) путем сужения области ускорения в направлении по хорде крыла до 0.5% или менее длины хорды крыла посредством быстрого ускорения. После этого медленное ускорение предназначено в основном для подавления неустойчивости Толмина-Шлихтинга, но изменение величины ускорения от параметров A₂ к А₃ также выбирается таким образом, чтобы можно было подавить величину поперечного обтекания.

Ниже приводится краткое пояснение для параметров {A₀, A₁, А₂, А₃, А₄, B₁, B₂, В₃, P₁, P₂}.

Параметр А₀ характеризует давление на передней кромке крыла (ξ=0). В качестве конкретного значения используются либо расчетные значения исходного распределения Ср на верхней поверхности крыла (Фиг.3), полученные путем применения анализа способом расчетной газодинамики к исходной конфигурации ЛА на этапе S3 Фиг.1, либо значение, полученное путем умножения коэффициента 0.86 на величину Ср в критической точке (Ср крит.), полученную по числу М невозмущенного потока (М_∞) и углу стреловидности по передней кромке (Λ_LE) в соответствии с уравнением изоэнтропии.

Параметр A₁ характеризует точку минимального давления (точку минимального ускорения). В качестве конкретного значения берется расчетное значение распределения Ср на верхней поверхности крыла (Ср, av(η) на Фиг.3), полученное путем анализа способом расчетной газодинамики исходной конфигурации натуральномасштабного ЛА на этапе S3 (Фиг.)1, или приближенное значение.

Параметр А₂ характеризует точку максимального давления (точку минимального ускорения). В качестве конкретного значения выбираем отрицательную величину.

Параметр А₃ характеризует константу, к которой асимптотически приближается распределение давления на задней кромке крыла (ξ=1). В качестве конкретного значения выбираем положительную величину, пропорциональную углу стреловидности крыла Λ_LE.

Параметр А₄ характеризует сдвиг от постоянного значения на задней кромке крыла (ξ=1). В качестве конкретного значения выбираем отрицательную величину, абсолютная величина которого пропорциональна углу стреловидности крыла Λ_LE.

Параметр B₁ характеризует градиент быстрого ускорения. В качестве конкретного значения выбираем отрицательную величину, абсолютная величина которого большая величина порядка 10⁴.

Параметр В2 характеризует градиент быстрого замедления. В качестве конкретного значения выбираем отрицательную величину, абсолютная величина которого пропорциональна углу стреловидности крыла Λ_LE.

Параметр В3 характеризует градиент медленного ускорения. В качестве конкретного значения выбираем отрицательную величину, абсолютная величина которого пропорциональна углу стреловидности крыла Λ_LE.

Значение P₁ по умолчанию составляет 2,0, а значение Р₂ по умолчанию равняется 1,0.

Фиг.4В - поясняющая схема, показывающая пример типа функции, определяющей требуемое распределение Ср на верхней поверхности крыла, соответствующее естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса, наблюдаемых на крупномасштабных СТС.

Этот тип функции может определять требуемое распределение Ср, соответствующее естественной ламинаризации (смещению точки турбулизации пограничного слоя назад при высоких числах Re), в котором, в крайне узкой области вблизи передней кромки градиент быстрого ускорения и градиент быстрого замедления постоянны, после чего имеет место медленное ускорение, скорость которого постепенно снижается, и градиент медленного ускорения продолжается на задней кромке.

Этот тип функции может быть выражен как сумма линейной комбинации базовых функций, включающих f₀=1, f₁=exp(B₁(η)ξ)-1, f₂=exp(B₂(η)ξ)-1, f₃=exp(B₃(η)ξ^P1)-1, f₄=ξ^P2, в качестве внутренних параметров имеющие параметры {B₁(η), B₂(η), В₃(η)}, зависящие от позиции по размаху крыла, (η) и параметры {P₁, P²}, не зависящие от позиции по размаху крыла (η), а также параметры {A₀(η), A₁(η), A₂(η), А₃(η), А₄(η)}, зависящие от позиции по размаху крыла (η). Другими словами, требуемое распределение Ср, соответствующее естественной ламинаризация, можно определить заранее, в виде зависимости не только от позиции по хорде крыла (ξ), но также и от позиции по размаху крыла (η).

Уравнение 4

$$\begin{array}{l}Cp\left(\xi ,\eta \right)=A_0\left(\eta \right)\cdot 1+A_1\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_1\left(\eta \right)\xi \right)-1\right]+A_2\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_2\left(\eta \right)\xi \right)-1\right]+\\ A_3\left(\eta \right)\cdot \left[\exp \left(B_3\left(\eta \right){\xi }^{P1}\right)-1\right]+A_4\left(\eta \right)\cdot {\xi }^{P2}\end{array}$$

Таким образом, используя тип функции с параметрами в качестве коэффициентов для определения соответствующего естественной ламинаризации требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла, при котором точка турбулизации пограничного слоя смещается назад при высоких числах Re, даже для описанного ниже, представленного на Фиг.5 крупномасштабного СТС, посредством определения параметров можно определить требуемое распределение Ср на верхней поверхности крыла. Что касается определения параметров, то повторяя несколько раз (два или три раза) для каждого параметра так называемый анализ чувствительности (параметрическое исследование) для оценки колебаний точки турбулизации пограничного слоя при изменении величины каждого из параметров с помощью способа е^N, базирующегося на замеренных величинах для каждого параметра (конкретных значений параметров), можно легко найти оптимальную комбинацию значений параметров, обеспечивающую смещение назад точки турбулизации пограничного слоя.

Таким образом, имея распределение Ср, определенное типом функции, можно произвести анализ характеристик турбулизации с помощью способа е^N, используя лишь простые вычисления, и такое параметрическое исследование не является особо трудной задачей.

Следовательно, настоящее изобретение, путем определения заранее соответствующего естественной ламинаризации требуемого распределения Ср, использования тип функции с параметрами в качестве коэффициентов, и проведения анализа чувствительности параметров в диапазонах, соответствующих замеренным значениям, (соответствующих естественной ламинаризации), дает возможность всегда найти требуемое распределение Ср с удовлетворительными характеристиками турбулизации пограничного слоя даже в условиях высоких чисел Re для крупногабаритных СТС. Данный признак настоящего изобретения является отличительным признаком, не встречавшимся в предлагавшихся ранее способах проектирования крыла с ламинарным обтеканием

Фиг.5А - поясняющая схема, показывающая пример параметров, требуемого распределения Ср на верхней поверхности крыла, соответствующего естественной ламинаризации, необходимой для смещения назад точки турбулизации пограничного слоя при высоких числах Рейнольдса, наблюдаемых на крупномасштабных СТС.

На данном чертеже представлены значения параметров требуемого распределения Ср с характеристиками турбулизации со смещением точки турбулизации от 20% на центроплане практически до задней кромки на отъемной части крыла (ОЧК), полученные для формы основного крыла в плане выполненного в уменьшенном масштабе сверхзвукового экспериментального ЛА NEXST-1 в процессе поиска требуемого распределения Ср для чисел Re, характерных для расширения, наблюдаемого на крупномасштабных СТС, с использованием аналогичных расчетных точек.

Форма основного крыла в плане данного ЛА представляет собой крыло с изломом передней и задней кромок (угол стреловидности центроплана 66°, угол стреловидности ОЧК 61.2°), излом передней кромки расположен в точке y/s=0,5 по размаху. Углы стреловидности внутренней части крыла и ОЧК различны, и, следовательно, их давления в критической точке (Ср крит.) также различны, и в результате мы видим характеристику, на которой форма распределения Ср вблизи передней кромки широко разделена на два типа. Таким образом, имеются два типа параметров, соответствующие каждому из них. В данном изобретении в качестве давления на передней кромке крыла (А₀) принималось значения, полученное путем умножения коэффициента 0,86 на значение Ср в критической точке (Ср крит.), определенное по числу М невозмущенного потока (М_∞) и углу стреловидности по передней кромке (Λ_LE) в соответствии с уравнением изоэнтропии.

Параметр А₀ для центроплана равен А₀=0,167393842079683, а для ОЧК параметр А₀ равен А₀=0,250316114631497.

Параметр A₁ для центроплана был определен на основании расчетных значений распределения Ср, полученных путем применения анализа способом расчетной газодинамики к исходной форме натуральномасштабного ЛА, анализа тенденций средней величины давления (Cp,av(η) на Фиг.3) в направлении по размаху крыла (η) в диапазоне от 20 до 80% в направлении по хорде крыла в каждой позиции по размаху крыла, с использованием функции, зависящей от точки по размаху крыла (η) (для данного исполнения это многочлен четвертого порядка).

Параметр A₁ для центроплана равен:

Уравнение 5

$$A_1=2.0{\eta }^4-\mathrm{1,8}{\eta }^3+\mathrm{0,495}{\eta }^2+\mathrm{0,0695}\eta +\mathrm{0,2085}$$ .

Параметр A₁ для ОЧК равен:

Уравнение 6

$$A_1=\mathrm{0,9116}{\eta }^4-\mathrm{2,4014}{\eta }^3+\mathrm{2,2538}{\eta }^2+\mathrm{0,8274}\eta -\mathrm{0,4427}$$ .

Параметры для центроплана и ОЧК (А₂, А₃, А₄, B₁, B₂, В₃, P₁, P₂) были выбраны соответственно следующими: (00,0, -1500,0, -20,0, 2,0, 1,0) и (-0,015, 0,01, 0,0, -90000,0, -500,0,-10,0,2,0, 1,0).

На Фиг.5 В представлено требуемое распределение Ср для параметров, показанных Фиг.5А, в направлении ширины крыла (η). Как указывалось выше, отличительной особенностью требуемых распределений Ср настоящего изобретения является то, что характеристики распределения имеют градиент быстрого роста давления в крайне узкой области вблизи передней кромки крыла, и градиент снижения, поэтому распределение давления вблизи передней кромки крыла (части А и В) представлены по отдельности, в увеличенном виде в направлении хорды крыла.

Форма крыла в плане данного ЛА представляет собой крыло с изломом передней и задней кромок, излом передней кромки расположен в точке y/s=0,5 по размаху;

поскольку углы стреловидности с разных сторон излома различны, различны и величины Ср крит., и в результате, мы видим, что форма распределения Ср вблизи передней кромки разделена на два типа. Вот почему в качестве вышеупомянутого способа выбора параметра А₀, используется простой способ умножения Ср крит. на 0.86.

Кроме того, мы видим необходимость довольно быстрого замедления от точки минимального давления вблизи передней кромки. Это происходит потому, что при большом угле стреловидности крыла, порядка 60° или более, средняя величина уровня минимального давления на графике распределения Ср при перемещении к законцовке крыла равномерно повышается, и поэтому, каким бы быстрым ни было возрастание давления вблизи передней кромки, в этой области вблизи передней кромки происходит поперечное перетекание вследствие градиента давления, который всегда присутствует в направлении по размаху крыла. Иными словами, полное подавление увеличения поперечного перетекания является затруднительным, так что сужение вышеупомянутой области быстрого снижения оказывает влияние, эквивалентное воздействию внешней силы, направленной на изменение направления градиента по размаху крыла. (В действительности, вследствие инерции потока, направление скорости поперечного обтекания не меняется мгновенно, но тенденция к увеличению скорости перетекания в одном направлении явно подавляется). Таким образом, принудительное изменение направления поперечного перетекания используется для замедления возрастания вследствие ускорения вблизи передней кромки. В этом и заключается основной принцип данного изобретения.

Фиг.6 - поясняющая диаграмма, показывающая результаты анализа турбулизации, проведенного для формы требуемого распределения Ср, представленного на Фиг.5 В.

Здесь способ анализа турбулизации представляет собой способику, при которой место, в котором малые возмущения, существующие в потоке, развиваются во времени и пространстве вместе с потоком, пока их амплитуда (А₀) не достигнет определенной величины (А=А₀е^N, оценивается как положение перехода ламинарного потока в турбулентный. Иными словами, используется способ e^N (см. Фиг.10), в котором анализируется нестабильность ламинарного пограничного относительно малых возмущений, происходит объединение возмущений в потоке, и на основании показателя, называемого величиной N, определяется положение точки турбулизации.

Единственным неопределенным фактором в данном способе анализа является тот факт, что величину N, соответствующую критерию определения точки турбулизации в условиях полета, невозможно определить теоретически. Поэтому на самолете со сверхзвуковой скоростью полета устанавливают простой профиль, замеряется расположение точки турбулизации пограничного слоя, и посредством сравнения с результатами анализа производится оценка. В случае сложной формы изготовление такого реального самолета является затруднительным, поэтому испытания по определению месторасположения точки турбулизации производятся в одной из нескольких имеющихся в мире специальных аэродинамических трубах (аэродинамических трубах, в которых возмущение потока воздуха уменьшается приблизительно до уровня, соответствующего условиям полета), и посредством сравнения с результатами анализа создается база данных по определению точки турбулизации.

В представленном на Фиг.6 анализе был использован полученный НАСА результат (N=14) в качестве примера такой базы данных. В Японском агентстве аэрокосмических исследований путем сравнения данных летных испытаний выполненного в уменьшенном масштабе экспериментального сверхзвукового самолета с результатами анализа был получен независимый критерий оценки (N=12.5). Результаты анализа с использованием этой величины также показаны.

При рассмотрении результатов анализа становится видно, что если в качестве независимого критерия турбулизации принять значение N=14, местная длина хорды крыла увеличивается для центроплана, что (в плане характеристик турбулизации) означает, что значительное смещение назад точки турбулизации является затруднительным, и для этого требуемого распределения Ср турбулизация пограничного слоя будет происходить приблизительно в районе 15% длины хорды крыла; с другой стороны, для ОЧК местное число Re понижается, так, что характеристики турбулизации являются хорошими, и точка турбулизации смещается почти до задней кромки крыла. В результате, согласно оценке, ламинаризация обтекания в среднем возможна на 26%. Таким образом, согласно оценке, выигрыш по аэродинамическому качеству составляет приблизительно на 0.4 (то есть достигается снижение полного сопротивления на 5%).

И наконец, на Фиг.7 показан пример разработки конструкции крыла с естественным ламинарным обтеканием с помощью способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, предлагаемого настоящим изобретением. На Фиг.7А производится сравнение формы поперечного сечения крыла типа самолета "Конкорд" (форма конструкции, независимо разработанная Японским агентством аэрокосмических исследований), рассматривающая только снижение сопротивления давления для крупномасштабных СТС; форма крыла с естественным ламинарным обтеканием самолета NEXST-1 соответствует числу Re=14·10⁶; а в качестве объекта применения настоящего изобретения принимается крупномасштабный СТС (общая длина самолета 91,4 m, условное число Re по длине хорды крыла равно приблизительно 120·10⁶). На Фиг.7 В показаны три типа форм поперечного сечения крыла в точке 40% полуразмаха, а на Фиг.7С в наложенном виде представлены распределения кривизны крыла вблизи передней кромки (в области критической точки) данных форм поперечного сечения. Из чертежей видно, что, несмотря на то, что для более высоких чисел Re кривизна крыла меньше, на длине хорды крыла 0.1% (0.1%с) или более, включая критическую точку (s/2c=0.0), кривизна имеет постоянную величину, которая составляет 1/3 или менее формы крыла типа "Конкорд", и в области линейного элемента от этой области линейного элемента (0.1%с и более) по направлению к задней кромке более 0.2% длины хорды крыла (0.2%с), наблюдается тенденция к дальнейшему быстрому уменьшению кривизны до 1/10 и ниже. Считается, что это сильно зависит от формы распределения давления вблизи передней кромки на Фиг.5А. Термин "линейный элемент" здесь означает расстояние от определенной точки отсчета на внешней поверхности внешнего профиля поперечного сечения крыла по внешней периферии в постоянном направлении. На Фиг.7С эта точка отсчета определяется как критическая точка, направление по верхней поверхности крыла считается положительным, направление по нижней поверхности крыла считается отрицательным.

Предлагаемый настоящим изобретением способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием может быть применен при разработке конструкций крыла с естественным ламинарным обтеканием при изменении числа Рейнольдса в диапазоне от уровня 14·10⁶ (для малогабаритных СТС) до уровня 180·10⁶ (для крупногабаритных СТС)

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, 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. Кривизна в области линейного элемента 0,2% длины хорды крыла от области линейного элемента к задней кромке крыла дополнительно уменьшается до 1/10. Выбирают требуемые распределения давления для верхней и нижней поверхностей крыла на основании полученного распределения давления. Изобретение направлено на максимальное смещение назад по потоку точки турбулизации. 5 з.п. ф-лы, 12 ил.

1. Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, 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 уменьшается до 1/10 или менее от заранее заданного значения, при этом для выбора формы поперечного сечения крыла осуществляют:
выбор исходной формы поперечного сечения крыла;
анализ способом расчетной газодинамики с целью определения полученного распределения давления поля обтекания вблизи данной формы поперечного сечения крыла;
анализ турбулизации для оценки места расположения точки турбулизации переходного слоя на поверхности крыла;
выбирают требуемые распределения давления для верхней и нижней поверхностей крыла на основании полученного распределения давления; и производят 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 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. Крыло 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. Крыло 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(y)) используется для определения точки в направлении оси X по хорде крыла от передней кромки крыла в каждой точке по размаху крыла (Y=y) в безразмерном виде (ξ=х/с(y)),
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. Крыло 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. Крыло 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. Крыло по п. 3, в котором, когда каждая точка по размаху крыла (Y=y) преобразуется в безразмерный вид (η=y/s) с помощью полуразмаха (s),
требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла (Ср(ξ, η)) определяется следующей показательной функцией, имеющей параметры коэффициентов {А₀(η), A₁(η), А₂(η), А₃(η), А₄(η), B₁(η), В₂(η), В₃(η)}, зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла, и параметры {P₁, Р₂} не зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла,
Ср(ξ,η)=А₀(η)·1+A₁(η)·[exp(B₁(η)ξ)-1]+А₂(η)·[ехр(В₂(η)ξ)-1]+А₃(η)·[ехр(В₃(η)ξ^P1)-1]+А₄(η)ξ^P2,
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.