Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей, а также к сверхзвуковым воздухозаборникам турбореактивных двигателей и к аэродинамическим трубам сверхзвуковых скоростей.
Торможение сверхзвукового потока осуществляется на поверхностях крыльев летательных аппаратов при полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, в сверхзвуковых воздухозаборниках турбореактивных двигателей, а также в диффузорах аэродинамических труб сверхзвуковых скоростей. В силу особенностей сверхзвуковых течений торможение сверхзвукового потока, как правило, происходит с образованием одного или нескольких скачков уплотнения, в которых происходит резкое торможение потока до дозвуковой скорости и повышение давления потока (см., например, И. Гошек, Аэродинамика больших скоростей).
Основным недостатком способа торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является значительная потеря кинетической энергии и полного давления сверхзвукового потока, что приводит к возникновению волнового сопротивления крыла и значительному росту суммарного сопротивления летательного аппарата, к уменьшению степени сжатия воздуха в сверхзвуковом воздухозаборнике и снижению тяги турбореактивного двигателя, а также к увеличению энергетических затрат при работе сверхзвуковых аэродинамических труб.
Дополнительным недостатком торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является также то, что при полете летательных аппаратов при больших дозвуковых скоростях, близких к скорости звука, а также в аэрогазодинамических установках и двигателях с околозвуковыми скоростями потока скачки уплотнения взаимодействуют с пограничным слоем на обтекаемой поверхности.
В качестве основного характерного примера рассмотрим торможение сверхзвукового потока, происходящее в сечениях крыла при околозвуковых скоростях.
На фиг. 1 представлена характерная картина обтекания со скачком уплотнения и взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности при околозвуковых скоростях, а на фиг. 2 представлено распределение давления на обтекаемой поверхности в области взаимодействия. В результате этого взаимодействия, скачок уплотнения может вызывать возникновение течения с интенсивным вихреобразованием, получившее распространенное название «волновой отрыв» (Фиг. 1). Возникновение волнового отрыва приводит к значительному росту аэродинамического сопротивления, возникновению нестационарности обтекания и нежелательным вибрациям конструкции летательного аппарата.
Аналогичные явления имеют место в свехзвуковых аэродинамических трубах и в сверхзвуковых воздухозаборниках воздушно-реактивных двигателей.
Для уменьшения данных недостатков на крыльях летательных аппаратов известно проведение торможения сверхзвукового потока с помощью системы косых скачков уплотнения, создаваемых у поверхности летательного аппарата, например, с помощью дополнительных тел (см. патент США 2,967,030 CL 244-41, R. Whitcomb 13.10.1957). В сверхзвуковых воздухозаборниках для создания косых скачков уплотнения устанавливают специальные конусы и клинья (см., например, Абрамович Г.Н. Газовая динамика воздушно-реактивных двигателей, М., 1947 г.). Однако эффективность данного способа торможения невелика, поскольку создание дополнительных косых скачков уменьшает потери полного давления при торможении сверхзвукового потока не более чем на 20-30%, а установка дополнительных тел для создания косых скачков уплотнения создает значительное сопротивление.
По техническим признакам данный способ является наиболее близким к прелагаемому изобретению и является его прототипом.
Задачей и техническим результатом изобретения является существенное уменьшение потерь полного давления при торможении сверхзвукового потока, что позволит существенно снизить волновое сопротивление крыльев летательных аппаратов при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, увеличить тягу воздушно-реактивных двигателей и уменьшить потери энергии в аэродинамических трубах со сверхзвуковыми скоростями потока.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе торможения сверхзвукового потока, включающем создание скачков уплотнения, скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.
Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют, например, путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.
Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности.
Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания периодических чередующихся отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.
Сущность предлагаемого изобретения состоит в том, что скачки уплотнения, движущиеся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения, имеют меньшую интенсивность, за счет уменьшения скорости потока относительно скачка, и тормозят сверхзвуковой поток с существенно меньшими (до десятков раз) потерями полного давления по сравнению со скачками уплотнения, не перемещающимися относительно обтекаемой поверхности.
Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.
Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.
На фиг. 3 представлена принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем деформации обтекаемой поверхности.
На фиг. 4 представлены принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.
Предлагаемый способ осуществляют на поверхности 1, обтекаемой сверхзвуковым потоком с числом Маха М>1 (Фиг. 3). В области, где необходимо провести торможение сверхзвукового потока, создают систему скачков уплотнения 2, движущихся в направлении потока со значениями скоростей Мск меньшими разницы значений скоростей потока Μ1 перед скачками уплотнения и скоростью звука перед скачками уплотнения М=1 (Мск<М1-1).
Создание движущихся скачков уплотнения 2 может быть осуществлено путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока со скоростями равными скоростям создаваемых ими движущихся скачков уплотнения, Мск.
Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций обтекаемой поверхности (фиг. 3). Бегущие деформации могут быть созданы при выполнении деформируемого участка обтекаемой поверхности 4 из биморфных пьезокерамических материалов.
Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть также выполнено путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха через перфорированные участки обтекаемой поверхности 5 (Фиг. 4).
Периодический отсос-выдув на соседних перфорированных участках проводят со сдвигом фаз, создающим у обтекаемой поверхности поперечные волны 3, бегущие в направлении потока.
Периодический поперечный отсос-выдув у обтекаемой поверхности может быть осуществлен, например, с помощью электромагнитных мембранных насосов 6 (фиг. 4).
Проведенные газодинамические расчеты показали, что использование предлагаемого способа может позволить существенно уменьшить потери полного давления при торможении сверхзвукового потока.
Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
1. Способ торможения сверхзвукового потока, включающий создание скачков уплотнения, отличающийся тем, что скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания поперечных деформаций контура обтекаемой поверхности, движущихся в направлении потока.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.
