Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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.