Способ устранения колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета Российский патент 2023 года по МПК B64C21/04 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета для решения проблемы подавления колебаний скачков уплотнения на верхней поверхности крыла.

Скачок уплотнения - это резкое, скачкообразное увеличение давления, возникающее при обтекании тела потоком газа. На определенных режимах полета, например, при увеличении угла атаки или скорости полета (числа Маха) могут появиться отрывы потока из-под скачка и автоколебания скачка уплотнения на профиле крыла. Возникновение автоколебаний скачка и области отрыва может вести к бафтингу. Бафтинг (от англ. buffeting) -вынужденные колебания (вибрации) всего летательного аппарата или отдельных элементов его конструкции под действием нестационарных аэродинамических сил, возникающих при обтекании поверхности летательного аппарата. В результате воздействия такого рода колебаний может возникнуть ряд проблем, связанных с функционированием оборудования летательных аппаратов, самочувствием экипажа и пассажиров, ухудшением маневренности и пилотажных свойств. При существенных амплитудах колебаний могут возникнуть проблемы, связанные с усталостной прочностью, а также разрушение элементов конструкции.

Согласно авиационным правилам и стандартам проектирования, максимальное значение коэффициента подъемной силы, при котором возможен полет, определяется с запасом от величины коэффициента подъемной силы, при котором впервые появляются колебания скачка уплотнения (см. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Авиационные правила. Часть 25 /Межгосударственный авиационный комитет.- 2015.). Соответственно, если увеличить это значение или устранить колебания скачка уплотнения, станут возможными полеты при больших значениях коэффициента подъемной силы.

В мире известны различные способы борьбы с колебаниями скачка уплотнения на крыле.

Механические вихрегенераторы для управления колебаниями скачка уплотнения были рассмотрены в работе авторов Caruana D., Mignosi А., Robitaille С., Correge М. Separated Flow and Buffeting Control // Flow, Turbulence and Combustion. - 2003. - V. 71. - P. 221-245.

Еще одним пассивным способом управления является установка небольших выпуклых поверхностей перед скачком уплотнения - «бампов» (Mayer R., Lutz Т., Kramer Е., Dandois J. Control of Transonic Buffet by Shock Control Bumps on Wing-Body Configuration // Journal of Aircraft. - 2019. - V.56, №2. -P. 556-568).

Недостатком таких способов с использованием вихрегенераторов и «бампов» является их собственное сопротивление.

Известен «Способ пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при трансзвуковых скоростях» авторов М.А Брутян, А.В. Петров, А.В. Потапчик (Труды МФТИ.- 2019. - Т. XI, №3. -С. 110-115), «Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем» авторов М.А. Брутян, А.В. Петров, А.В. Потапчик (Россия. Патент 2615251. 12.11.2015) с помощью струйных вихрегенераторов, расположенных перед скачком уплотнения, работающих за счет перепуска воздуха из области повышенного давления за скачком уплотнения.

Известен способ (US 5335885 А, 09.08.1994) перепуска воздуха через каверну, закрытую перфорированной поверхностью, который направлен на устранение отрыва и улучшение аэродинамических характеристик.

Недостатком данных методов является невозможность управления параметрами выдува, так как они зависят от набегающего потока.

Известны методы управления пограничным слоем с помощью воздухозаборных каналов на передней кромке крыла (RU 149950 U, 27.01.2015 и RU 2508228 С, 27.02.2014) и последующего выдува струй на поверхность крыла.

Недостатком данных методов является сложность в реализации и потери эффективности при обтекании за счет потерь в каналах.

Общим недостатком указанных пассивных способов является ухудшение аэродинамических характеристик на режимах, где не требуется управление обтеканием, в том числе на крейсерском режиме полета (где обтекание безотрывное). Кроме того, при изменении режима полета эффективность пассивного метода может резко снизиться или даже стать отрицательной.

Известен способ влияния на колебания скачка уплотнения с помощью движущегося участка на верхней поверхности трансзвукового профиля крыла (A.M. Гайфуллин, К.Г. Хайруллин Управление бафтингом с помощью движущейся поверхности // Прикладная математика и техническая физика. -2020. - Т. 61, №6 (364). - С. 91-99). Данный метод является активным (энергетическим), требует заметного подвода энергии для движения участка поверхности с большой скоростью и сложен с точки зрения изготовления и эксплуатации.

Известен способ влияния на скачок уплотнения с помощью выдува струи в местную сверхзвуковую область вдали от поверхности профиля через диффузор на державке (US 20100243818 А1, 30.09.2010). Способ направлен на ослабление скачка уплотнения и уменьшения волнового сопротивления. Недостатком данного метода является собственное сопротивление державки сопла.

Для управления обтеканием и колебаниями скачка уплотнения известны следующие активные устройства - TED и FTED (Trailing Edge Deflector, Fluidic Trailing Edge Deflector - механический и струйный дефлекторы около задней кромки профиля крыла) (Caruana D., Mignosi A., Le Pourhiet A., Correge М., Rodde А.-М. Buffet and Buffeting Control in Transonic Flows // Aerospace Science and Technology. - 2005. - V. 9. - P. 605-616. Dandois J., Molton P., Lepage A., Geeraert A., Brunet V., Dor J.-B., Coustols E. Buffet Characterization and Control for Turbulent Wings // Flow Control: an Overview. AerospaceLab Journal. - 2013. №6. - 17 p.). Применение струйного дефлектора дает повышение подъемной силы, при которой начинаются колебания, но соответствующий угол атаки не увеличивается.

Наиболее близким способом и устройством, выбранном в качестве прототипа, является (см. CN 105173064 А, 23.12.2015) тангенциальный выдув струи в местную сверхзвуковую область перед скачком уплотнения, который приводит к устранению колебаний скачка уплотнения. Из экспериментальных или расчетных данных определяется положение скачка, на основании этих данных определяется положение выдува, которое варьируется в области от положения скачка уплотнения до выдува перед скачком на передней кромке крыла. Высота сопла составляет не более 5% хорды профиля крыла, чтобы не вносить возмущения в поток.

Отличие заявляемого способа от прототипа заключается в том, что, выдув происходит за скачком уплотнения (вниз по потоку от скачка) внутри области отрыва, а не перед. При этом предполагается, что затраты на выдув по интенсивности выдуваемой струи С_μ (коэффициент импульса струи) в разы меньше, чем в прототипе.

Таким образом, общим недостатком указанных выше активных способов устранения колебаний скачка уплотнения является то, что для их работы требуется значительный подвод энергии, что снижает положительный эффект от их применения.

Целью изобретения является устранение неблагоприятного явления -колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета.

Техническим результатом является снижение энергетических затрат при устранении колебаний скачка уплотнения на трансзвуковом режиме полета за счет минимальной интенсивности выдува, возможной при определенном расположении сопла для выдува.

При этом режимы колебаний могут быть определены экспериментально. А критерием устранения может служить уменьшение амплитуды колебаний коэффициента подъемной силы до пределов точности, с которыми определяется эта величина.

Технический результат достигается заявляемым способом устранения колебаний скачка уплотнения на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета, включающим выдув струи воздуха тангенциально к верхней поверхности крыла, при этом выдув производят в область отрыва за скачком уплотнения на расстоянии 8% длины хорды от положения скачка уплотнения из щелевого сопла, с минимально потребным для устранения колебаний скачка уплотнения коэффициентом импульса струи, составляющим 0,0005.

Описание чертежей.

На фиг. 1 представлена схема выдува тангенциальной струи воздуха в область отрыва вниз по потоку от скачка уплотнения.

На фиг. 2 представлена схема модели крыла (а) и камеры внутри модели (схематично, не в масштабе) с соплом для выдува тангенциальной струи воздуха (б).

На фиг. 3 показано распределение коэффициента давления по профилю крыла для гладкого профиля и профиля с выдувом.

На фиг. 4 показана зависимость коэффициента подъемной силы от времени для гладкого профиля и профиля с выдувом при внесении профиля в однородный набегающий поток.

На фиг. 5 показано распределение СКО (среднеквадратического отклонения) коэффициента давления по профилю крыла для гладкого профиля и профиля с выдувом.

Позициями на чертеже обозначены:

1 - скачок уплотнения;

2 - щелевое сопло;

3 - выдуваемая струя;

4 - область отрыва;

5 - камера внутри крыла.

Наиболее предпочтительным способом устранения колебаний является способ с возможностью выключения выдува на нерасчетных режимах и минимальным расходом энергии. Заявляемый способ устраняет колебания скачка уплотнения, при этом, за счет высоты сопла, практически не вносит малые возмущения в поток на нерасчетных режимах и предполагает экономичные затраты на выдув.

Для этого на профиле ЦАГИ П-184-15СР, на верхней поверхности, на расстоянии 8% хорды вниз по потоку от среднего положения скачка уплотнения 1 в область отрыва 4 за скачком (положение скачка предварительно рассчитывается для режима начала колебаний) было установлено щелевое сопло 2 в виде ступеньки, высотой h=0.075% хорды профиля крыла (Фиг. 1, 2). При выдуве из указанного сопла 2 струи 3 с коэффициентом импульса порядка C_μ=0,0005, течение практически не перестраивается, а колебания устраняются с помощью струи с интенсивностью на порядок меньше, чем в других активных способах управления, предложенных ранее, что повышает экономичность метода (Фиг. 3-5).

Интенсивность выдува или коэффициент импульса струи определяется по формуле:

где - массовый расход через сопло, V_j - осредненная по соплу скорость струи, ρ_∞ и V_∞ - плотность и скорость набегающего потока, соответственно, S - характерная площадь крыла.

Параметры выдува, наиболее эффективно воздействующие на течение, были получены в результате исследований с помощью метода адаптивной однокритериальной оптимизации и численных расчетов в рамках уравнений Рейнольдса в нестационарной постановке на базе верифицированного и валидированного численного метода.

При анализе результатов нахождения минимальной интенсивности выдува, достаточной для подавления колебаний течения, выяснилось, что при выдуве струи 3, в области отрыва 4, вниз по потоку за скачком уплотнения на указанном расстоянии от положения скачка уплотнения, происходит разрушение связи между скачком и задней кромкой профиля, что привело к устранению колебаний скачка уплотнения. Оказалось, что для этого достаточно выдуть струю 3 за скачком уплотнения на порядок меньшей интенсивности, чем в способах, предлагаемых ранее, а именно - 0,0005. Таким образом запускается механизм устранения колебаний скачка уплотнения отличный от механизмов устранения колебаний скачка уплотнения в предыдущих способах (область отрыва уменьшалась, скачок смещался вниз по потоку, аэродинамические характеристики сильно изменялись, колебания прекращались, но для этого выдувались струи с интенсивностями C_μ=0,005-0,01). При этом, в предлагаемом способе базовое течение практически не изменяется: влияние оказывается только на нестационарную составляющую течения - на колебания потока. Происходит точечное влияние на устранение неблагоприятного явления с минимальными для этого энергетическими затратами, что положительно сказывается на эффективности указанного способа.

Изобретение осуществляется при известном или предварительно определенном положении скачка уплотнения на обтекаемой поверхности в области взаимодействия с пограничным слоем, так как положение выдува струи определяется относительно среднего положения скачка уплотнения на профиле на режиме начала колебаний скачка уплотнения. Для определения положения скачка уплотнения проводятся как ряд численных расчетов, так и ряд экспериментальных исследований на модели прямого крыла.

Для этого в трансзвуковой аэродинамической трубе на модели прямого крыла, расположенного от одной боковой стенки трубы до другой, для диапазона чисел Маха, близкого к крейсерскому полету, определяются углы атаки, при которых реализуются колебания скачка уплотнения.

В ходе эксперимента проводятся измерения распределения статического давления по поверхности модели, например, с помощью дренажа, и измерения пульсаций давления на верхней поверхности модели.

Начало колебаний скачка уплотнения будет определяться по пульсациям давления. Затем, для найденных режимов полета, с помощью распределений давления по сечению прямого крыла, определяются средние положения скачка уплотнения и относительно них определяется положение сопла для выдува.

Далее проводятся испытания с выдувом тангенциальной струи из положения сопла, предварительно определенного в эксперименте.

В эксперименте сжатый воздух подводится к модели и поступает через внутренний канал и внутреннюю камеру 5 к щелевому соплу для выдува 2.

Выдув обеспечивается, например, с помощью компрессора, а заданная интенсивность регулируется с помощью обеспечения различного полного давления в струе. Погрешность, с которой определяется интенсивность, составляет не более 2%.

Скорость струи и массовый расход воздуха через сопло определяются по показаниям приемников полного давления и датчика температуры, установленных в полости модели 5. Для определения скорости используется формула:

где P_mod и T_mod - значения полного давления и температуры воздуха внутри полости модели 5, соответственно, a P_jst - аппроксимация значения статического давления на поверхности профиля в месте выдува струи. Массовый расход через сопло определяется по формуле:

где ƒ - площадь среза щелевого сопла.

Далее для определения интенсивности струи используется формула (1).

Практически, на самолете тангенциальный выдув такого типа можно реализовать с помощью отвода воздуха от двигателя через трубопроводы в полость специальной камеры 5 внутри крыла (Петров А.В. Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. - М.: Инновационное машиностроение, 2018. - 736 с.), что обеспечивает равномерный выдув струи воздуха 3 из сопла 2 (см. фиг. 2). Другим вариантом реализации является локальный подвод воздуха с помощью специального дополнительного компрессора.

Щелевое сопло представляет собой небольшую ступеньку на верхней поверхности модели. Контур нижней части щелевого сопла на верхней поверхности крыла гладко сопрягается с крылом на расстоянии порядка нескольких десятков высот сопла (см. фиг. 2 б). По размаху крыла внутри сопла с шагом 200÷300 высот сопла h устанавливаются специальные перемычки для обеспечения жесткости его конструкции (на фиг. не показаны).

Стоит отметить, что полученный механизм устранения колебаний скачка уплотнения является неожиданным эффектом, который дает возможность устранить такое нежелательное явление как бафтинг, с наименьшими энергетическими затратами и максимальным положительным эффектом от применения заявляемого способа. К тому же, рассматриваемая система подавления колебаний скачка уплотнения может включаться только при необходимости на нерасчетных режимах полета и может не работать при нормальном безотрывном крейсерском полете. Это приводит к дополнительной экономии ресурсов при использовании такого типа управления течением.

Способ устранения колебаний скачка уплотнения на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета с помощью выдува струи воздуха тангенциально к верхней поверхности крыла. Выдув производится в область отрыва за скачком уплотнения с коэффициентом импульса струи 0,0005 из щелевого сопла, расположенного на расстоянии 8% длины хорды от положения скачка уплотнения. Изобретение направлено на снижение энергетических затрат при устранении колебаний скачка уплотнения на трансзвуковом режиме полета за счет минимальной интенсивности выдува. 5 ил.

Способ устранения колебаний скачка уплотнения на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета, включающий выдув струи воздуха тангенциально к верхней поверхности крыла, отличающийся тем, что выдув производят в область отрыва за скачком уплотнения на расстоянии 8% длины хорды от положения скачка уплотнения из щелевого сопла, с минимально потребным для устранения колебаний скачка уплотнения коэффициентом импульса струи, составляющим 0,0005.