Сверхкритический профиль - Supercritical airfoil

Обычные (1) и сверхкритические (2) профили при одинаковом числе Маха набегающего потока. Проиллюстрированы: А - область сверхзвукового течения, B - ударная волна, C - площадь отрывного потока. Сверхзвуковое обтекание сверхкритического профиля заканчивается более слабым скачком уплотнения, тем самым задерживая отрыв пограничного слоя, вызванный скачком.

А сверхкритический профиль (сверхкритический профиль в британском английском) является профиль предназначен в первую очередь для задержки начала волновое сопротивление в трансзвуковой диапазон скоростей.

Сверхкритические профили характеризуются уплощенной верхней поверхностью, высокой изогнутый ("загнутые вниз") в кормовой части и больше передовой радиус по сравнению с NACA 6-й серии ламинарные профили.[1] Стандартные формы крыла предназначены для создания более низкого давления на верхнюю часть крыла. И распределение толщины, и изгиб крыла определяют, насколько воздух вокруг крыла ускоряется. По мере приближения скорости самолета к скорость звука, воздух, ускоряющийся вокруг крыла, достигает Мах 1 и ударные волны начинают формироваться. Образование этих ударных волн вызывает волновое сопротивление. Сверхкритические профили спроектированы таким образом, чтобы минимизировать этот эффект за счет уплощения верхней поверхности крыла.

Происхождение сверхкритического профиля можно проследить до немецкого аэродинамика К. А. Кавалки, который спроектировал ряд профилей во время Вторая мировая война. После окончания конфликта несколько стран продолжили исследования в этой области, в том числе Германия, объединенное Королевство, а Соединенные Штаты. Особенно, Hawker Siddeley Aviation разработал ряд усовершенствованных аэродинамических профилей, которые среди других программ были включены в Airbus A300. В Америке аэродинамик Ричард Уиткомб изготовил сверхкритические профили, идентичные более ранним работам Кавалки; они были использованы для создания сверхкритического крыла, которое, в свою очередь, использовалось как в гражданских, так и в военных самолетах. Соответственно, методы, извлеченные из исследований исходных сверхкритических сечений профиля крыла, были использованы для проектирования профилей нескольких высокоскоростных дозвуковых и околозвуковых самолетов. Airbus A310 и Боинг 777 авиалайнеры в McDonnell Douglas AV-8B Harrier II jumpjet.

История

НАСА TF-8A в 1973 г.

Сверхкритический профиль был впервые предложен аэродинамиками в Германии во время Вторая мировая война. В 1940 г. К. А. Кавалки на Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt Берлин-Адлерсхоф разработал ряд профилей, характеризующихся эллиптическими передними кромками, максимальной толщиной ниже по потоку до 50% хорды и плоской верхней поверхностью. Об испытаниях этих профилей сообщили Б. Гетерт и К. А. Кавалки в 1944 году. Формы профилей Кавалки были идентичны тем, которые впоследствии были изготовлены американскими специалистами по аэродинамике. Ричард Уиткомб.[2] Авторы авиации Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг назвали сверхкритический профиль крыла, имеющий не меньшее значение с точки зрения аэродинамики, чем нововведение в области аэродинамики. стреловидное крыло на высокоскоростной самолет.[3]

В течение 1950-х и 1960-х годов ряд различных высокоскоростных исследовательских самолетов, оснащенных обычными аэродинамическими профилями, неоднократно сталкивался с трудностями при преодолении звукового барьера или даже при достижении 0,9 Маха. Сверхзвуковой воздушный поток над верхней поверхностью традиционного аэродинамического профиля вызвал чрезмерное волновое сопротивление, а также форма потери устойчивости, известная как Mach tuck. Специалисты по аэродинамике определили, что за счет соответствующей формы используемого аэродинамического профиля серьезность этих проблем может быть значительно снижена и самолет может развивать гораздо более высокие скорости; это основа сверхкритического крыла. Его конструкция позволяет крылу сохранять высокие характеристики на скоростях, близких к 1 Маха, чем у традиционных аналогов.

Между 1959 и 1968 годами британский производитель аэрокосмической Hawker Siddeley Aviation, базирующаяся в Хатфилде, Англия, разработала собственные улучшенные профили аэродинамического профиля, которые иногда называют крылатыми профилями с задней загрузкой. Исследования Hawker Siddeley впоследствии послужили основой для сверхкритического крыла Airbus A300, многонациональный широкое тело авиалайнер, совершивший первый полет в 1972 году.[4][5] В параллели, послевоенный Германия и Нидерланды также провели собственные исследования оптимальных околозвуковых конструкций аэродинамического профиля, намереваясь направить эти усилия на поддержку программ гражданской авиации.[6] Вплоть до 1970-х годов большое внимание уделялось разработке аэродинамического профиля, который выполнял изоэнтропическую рекомпрессию, безударный возврат воздушного потока к дозвуковой скорости.[7]

В Соединенных Штатах сверхкритический профиль крыла был областью исследований в 1960-х годах; одним из ведущих американских деятелей в этой области был Ричард Уиткомб. Специально модифицированный Североамериканский Т-2С Бакай Он служил первым испытательным полигоном для сверхкритического крыла, выполнив в течение этого периода многочисленные оценочные полеты в поддержку исследовательских усилий.[8] После первоначальных летных испытаний новые крылья были испытаны на все более высоких скоростях на другом модифицированном военном самолете, TF-8A Крестоносец.[9]

В то время как сверхкритический аэродинамический профиль изначально разрабатывался НАСА как часть США. Национальный сверхзвуковой транспорт программа, сверхзвуковой авиалайнер, который разрабатывался, чтобы использовать его, Боинг 2707, был в конечном итоге отменен из-за сочетания технических проблем и относительно высоких затрат.[10][11] Несмотря на это, работа была одним из аспектов программы, которая пережила отмену ее основного предполагаемого получателя. Сверхкритическая форма профиля крыла была заложена в конструкцию сверхкритического крыла.

Таким образом, впоследствии технология была успешно применена к нескольким высокодозвуковым самолетам, заметно увеличив их эффективность топлива.[12] Ранние примеры включают Боинг 757 и Боинг 767 авиалайнеры, оба из которых были разработаны в 1980-х годах.[13] По словам Хиршеля, Прем и Маделунга, сверхкритическое крыло считается важным элементом современных авиалайнеров, что указывает на его использование в ассортименте продукции Airbus.[7]

В 1984 г. исследование Кавалки было приведено в качестве основания для официального возражения против США. патент спецификация, выпущенная для сверхкритического профиля.[14] Примерно в это время работы Кавалки, как сообщается, играли активную роль в проектировании новых авиалайнеров, таких как Airbus A310.[7] Кроме того, некоторые самолеты были модернизированы с добавлением сверхкритических крыльев; такой как Хоукер Сиддли Харриер, широко известный как Джет Харриер, у которого было второе поколение AV-8B Harrier II модель, которая приняла новое цельное сверхкритическое крыло для улучшения круизная производительность за счет задержки увеличения лобового сопротивления и увеличения аэродинамического сопротивления.[15]

Внедрение сверхкритического профиля на современных реактивных самолетах привело к сокращению использования некоторых других методов уменьшения волнового сопротивления. В противоударный корпус был одним из таких методов, который также был получен из Ричард Уиткомб работы немецкого аэродинамика Дитрих Кюхеманн.[16] Его также называют «тельцами Уиткомба» или «морковью Кюхемана», он тесно связан с правило области, недавнее нововведение той эпохи, позволяющее минимизировать волновое сопротивление за счет поперечный площадь, плавно изменяющаяся по длине самолета.[17][18]

Описание

Преимущества

Сверхкритические профили имеют четыре основных преимущества: они имеют более высокую число Маха увлечения-расходимости,[19] они развиваются ударные волны дальше в корме, чем у традиционных профилей,[20] они значительно уменьшают вызванные шоком пограничный слой разделение, и их геометрия позволяет более эффективную конструкцию крыла (например, более толстое крыло и / или меньшая стреловидность крыла, каждое из которых может позволить получить более легкое крыло). При определенной скорости для данного сечения профиля критический Мах Число, поток над верхней поверхностью крылового профиля может стать локально сверхзвуковым, но замедляется, чтобы соответствовать давлению на задней кромке нижней поверхности без толчка. Однако на более высокой скорости число Маха увлечения-расходимости, для восстановления давления, достаточного для соответствия давлению на задней кромке, требуется толчок. Этот удар вызывает трансзвуковое волновое сопротивление и может вызвать отрыв потока за ним; оба отрицательно влияют на характеристики профиля.

Сверхкритический профиль число Маха / диаграмма коэффициента давления (у ось: число Маха или коэффициент давления, отрицательный вверх; Икс ось: положение по хорде, передний край слева). Внезапное увеличение коэффициента давления на средней хорде происходит из-за удара.

В определенной точке профиля возникает ударная волна, которая увеличивает коэффициент давления до критического значения Cp-крит, где местная скорость потока будет равна 1 Маха. Положение этой ударной волны определяется геометрией профиля; сверхкритическая фольга более эффективна, потому что ударная волна сводится к минимуму и создается как можно дальше от кормы, что снижает тащить. По сравнению с типичным сечением аэродинамического профиля сверхкритический аэродинамический профиль создает большую подъемную силу на заднем конце из-за более равномерного распределения давления по верхней поверхности.

Помимо улучшенных околозвуковых характеристик, увеличенная передняя кромка сверхкритического крыла обеспечивает ему превосходные характеристики большой подъемной силы. Следовательно, самолеты, использующие сверхкритическое крыло, имеют превосходные взлетно-посадочные характеристики. Это делает сверхкритическое крыло фаворитом конструкторов грузовых транспортных самолетов. Ярким примером одного такого тяжелого самолета, в котором используется сверхкритическое крыло, является Боинг C-17 Globemaster III.[21]

Характеристики стойла

В ларек поведение сверхкритического профиля не похоже на поведение низкоскоростных профилей. Пограничный слой вдоль передней кромки сверхкритического крыла начинается тонким и ламинарным при крейсерских углах. По мере увеличения угла атаки (АОА) этот ламинарный слой отделяется в узкой области и образует короткий пузырь. Воздушный поток, теперь уже турбулентный, снова присоединяется к поверхности позади пузыря; увеличение сопротивления не является экстремальным в этом состоянии. Однако, если AOA увеличивается до точки срыва, создается неблагоприятный градиент давления, и в тонком пограничном слое перед пузырем может образовываться ударная волна даже при относительно низкой скорости. Под критическим углом пузырек быстро расширяется («лопается»), в результате чего воздушный поток внезапно отрывается от всей поверхности (от передней до задней кромки). Резкая потеря подъемной силы усугубляется отсутствием традиционного предупреждения о сваливании или шведский стол, буфет как обеспечит низкоскоростной контур.[22]

Из-за отсутствия предупреждения о столкновении самолеты, использующие сверхкритические крылья, обычно оснащаются шейкер предупреждение и толкатель палок системы восстановления, чтобы соответствовать требованиям сертификации. С заборы крыла «предотвращать одновременное сваливание всего крыла», они также могут служить альтернативным средством обеспечения восстановления в этом отношении.[23]

Смотрите также

Рекомендации

Цитаты

  1. ^ Харрис, Чарльз (март 1990). "Сверхкритические профили НАСА: матрица профилей, связанных с семейством" (PDF). Технический документ НАСА. 2969. Архивировано из оригинал (PDF) 18 октября 2011 г.
  2. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 184-185.
  3. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 389.
  4. ^ Ганстон 2009, с. 28, 51.
  5. ^ Оберт 2009, стр. 251.
  6. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 120.
  7. ^ а б c Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 185.
  8. ^ Палмер, Уильям Э. и Дональд У. Эллиотт, "Краткое изложение программы сверхкритического крыла T-2C", NASA SP-301 Технология сверхкритического крыла: отчет о ходе летных испытаний, Февраль 1972. С. 13–34.
  9. ^ Эндрюс, Уильям Х., "Статус программы сверхкритического крыла F-8", НАСА SP-301 Технология сверхкритического крыла: отчет о ходе летных испытаний. НАСА, февраль 1972 г., с. 49–58.
  10. ^ "The Nation: Showdown on the SST". ВРЕМЯ. 29 мая 1971 г.
  11. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 390.
  12. ^ Оберт 2009, стр. 251.
  13. ^ Ханс-Ульрих Майер, Die Pfeilflügelentwicklung in Deutschland до 1945 г., ISBN  3-7637-6130-6. Einspruch (1984) gegen US-Patentschrift NASA über «superkritische Profile», basierend auf den Berechnungsmethoden von K.H. Kawalki (1940) стр. 107. (на немецком)
  14. ^ Warwick 1979, стр. 2127.
  15. ^ «НАСА и эра реактивных двигателей». airandspace.si.edu. Получено 27 июн 2020.
  16. ^ Рейс, Рикардо (1 декабря 2014 г.). «Бутылки кока-колы и морковь». upmagazine-tap.com.
  17. ^ Холлион, Ричард П. "Тройная игра Ричарда Уиткомба". airforcemag.com. Получено 1 февраля 2010.
  18. ^ Андерсон, Дж .: Основы аэродинамики, п. 622. McGraw-Hill, 2001.
  19. ^ там же.: п. 623.
  20. ^ "C-17 Globemaster III" (PDF). НАСА. Май 1998 г.
  21. ^ Таннер, Клинтон Э., старший советник Bombardier Business Aircraft, «Влияние загрязнения передней кромки крыла на характеристики сваливания самолета» (сообщается в статье от 24 декабря 2018 г. Авиационная неделя и космические технологии Низкая рентабельность при зимних взлетах ).
  22. ^ Hurt, H. H. Jr., «НАВАИР 00-80Т-80. Аэродинамика для морских авиаторов». Командование авиационных систем ВМС, 1965, стр. 86. на faa.gov

Библиография

  • Ганстон, Билл. «Airbus, полная история». 2-е изд., Haynes Publishing, 2009. ISBN  1-8442-5585-9
  • Хиршель, Эрнст Генрих; Прем, Хорст; Маделунг, Геро (2012). Авиационные исследования в Германии: от Лилиенталя до наших дней. Гейдельберг: Springer Berlin Heidelberg. ISBN  978-3-642-18484-0.
  • Оберт, Эд. Аэродинамический дизайн транспортного самолета IOS Press, 2009. ISBN  1-5860-3970-9.
  • Уорвик, Грэм (23–29 декабря 1979 г.). "AV-8B Advanced Harrier". Международный рейс. Лондон, Великобритания: Reed Business Information. 116 (3693): 2127–2142. ISSN  0015-3710. Архивировано из оригинал 8 марта 2012 г.. Получено 22 июля 2011.

внешняя ссылка