RU2502640C2

RU2502640C2 - Аэродинамическая конструкция с асимметричным выступом для изменения структуры скачка уплотнения

Info

Publication number: RU2502640C2
Application number: RU2010139002/11A
Authority: RU
Inventors: Норман ВУД
Original assignee: ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД
Priority date: 2008-02-29
Filing date: 2009-02-17
Publication date: 2013-12-27
Also published as: US20100301173A1; WO2009106872A2; EP2247497B1; US9896193B2; BRPI0908341A2; GB0803719D0; RU2010139002A; EP2247497A2; JP2011513117A; JP5795715B2; CN101970294A; WO2009106872A3; CA2713359A1

Abstract

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения является асимметричным относительно плоскости асимметрии, при этом плоскость асимметрии проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, параллельна основному направлению воздушного потока над конструкцией и проходит под прямым углом к поверхности конструкции. Аэродинамическая конструкция по второму варианту содержит для изменения структуры скачка уплотнения выступ, который не имеет плоскости симметрии. Способ характеризуется использованием конструкции по первому и второму вариантам. Группа изобретений направлена на оптимизацию структуры скачка уплотнения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной конструкции.

Уровень техники

Как описано в работе Holden, H.A. и Babinsky, H. (2003) Shock/boundary layer interaction control using 3D devices, опубликованной в сборнике: 41 st Aerospace Sciences Meeting и Exhibit, January 6-9, 2003, Reno, Nevada, USA, Paper no. AIAA 2003-447, когда околозвуковой поток проходит через трехмерный выступ для изменения структуры скачка уплотнения, сверхзвуковые локальные условия индуцируют образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой.

Выступы, описанные Holden et al., являются асимметричными спереди и сзади, обычно увеличиваясь по высоте и/или ширине до максимальной высоты и/или ширины позади центра выступа для изменения структуры скачка уплотнения. Иными словами, выступы являются асимметричными относительно плоскости, которая проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения и является нормальной к направлению свободного потока. Однако до настоящего времени все оценки трехмерных выступов для изменения структуры скачка уплотнения были ограничены формами выступов с боковой симметрией относительно направления свободного потока. Иными словами, традиционные выступы для изменения структуры скачка уплотнения симметричны относительно плоскости, которая проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, является параллельной направлению свободного потока и направлена под прямым углом к поверхности аэродинамического профиля.

US 2006/0060720 использует выступ управления скачком уплотнения для того, чтобы создавать скачок уплотнения, распространяющийся от нижней поверхности крыла.

Раскрытие изобретения

Первый аспект настоящего изобретения обеспечивает аэродинамическую конструкцию, содержащую выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции, при этом выступ для изменения структуры скачка уплотнения выполнен асимметричным относительно по меньшей мере одной плоскости асимметрии, которая

a) проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения;

b) параллельна направлению свободного потока; и

c) ориентирована под прямым углом к поверхности аэродинамической конструкции.

Выступ для изменения структуры скачка уплотнения может не иметь плоскостей симметрии или может иметь плоскость симметрии, которая наклонена по отношению к плоскости асимметрии, определенной выше.

Обычно выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку. Выступ может плавно сливаться с поверхностью на своих кромках или может иметь место резкий вогнутый переход на одной или более кромках выступа.

Обычно выступ для изменения структуры скачка уплотнения, по существу, не имеет острых выпуклых кромок или точек.

Обычно выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет такую форму и расположен таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии выступа для изменения структуры скачка уплотнения, когда указанная конструкция движется с околозвуковой скоростью. Это является отличием от US 2006/0060720, где выступ управления скачком уплотнения используется для создания скачка уплотнения, который не существовал бы при отсутствии выступа управления скачком уплотнения.

Второй аспект изобретения обеспечивает аэродинамическую конструкцию, содержащую выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции, при этом указанный выступ для изменения структуры скачка уплотнения не имеет плоскости симметрии.

Приведенные далее рассуждения относятся к обоим аспектам изобретения.

Обычно выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет асимметричную форму сечения в плоскости, которая является нормальной к основному направлению воздушного потока над поверхностью. Так, например, сечение асимметричной формы может иметь вершину, которая смещена в сторону, обычно по направлению к внутренней стороне выступа для изменения структуры скачка уплотнения. В описанных ниже вариантах осуществления изобретения сечение имеет криволинейную форму с вершиной в одной точке. Альтернативно этому вершина может быть плоской.

Вершина выступа для изменения структуры скачка уплотнения (будь то линия или платообразный участок) может быть прямой или образовывать линию, которая представляется кривой при рассмотрении под прямым углом к поверхности аэродинамической конструкции.

Аэродинамическая конструкция может содержать аэродинамический профиль, в частности, крыло воздушного судна, горизонтальный хвостовой стабилизатор или поверхность управления, элемент конструкции воздушного судна, в частности, кабину, пилон или киль, или любой другой вид аэродинамической конструкции, в частности, турбинную лопатку.

В случае аэродинамического профиля выступ для изменения структуры скачка уплотнения может располагаться на поверхности высокого давления аэродинамического профиля (т.е., на нижней поверхности в случае крыла воздушного судна), но более предпочтительно эта поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамического профиля (т.е., верхней поверхностью в случае крыла воздушного судна). Кроме того, выступ для изменения структуры скачка уплотнения обычно имеет вершину, которая располагается ближе к задней кромке аэродинамического профиля, иными словами, она располагается позади 50% хорды. Вершина выступа может представлять собой одну точку или плоский участок. В случае плоского участка передняя кромка этого плоского участка располагается ближе к задней кромке аэродинамического профиля.

Краткое описание чертежей

Далее приведено описание вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены:

фигура 1 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащей выступ для изменения структуры скачка уплотнения согласно первому варианту осуществления изобретения,

фигуры 2 и 3 - виды в поперечном разрезе через центр выступа по оси А-А и В-В, соответственно,

фигура 4 - вид сверху выступа, на котором показана кривая линия его вершины,

фигура 5 - вид сверху, на котором показано основание и линия вершины выступа для изменения структуры скачка уплотнения согласно второму варианту осуществления изобретения,

фигура 6 - вид сверху, на котором показано основание и линия вершины выступа для изменения структуры скачка уплотнения согласно третьему варианту осуществления изобретения,

фигура 7 - вид сверху, на котором показано основание и линия вершины выступа для изменения структуры скачка уплотнения согласно четвертому варианту осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фигуре 1 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна. Крыло имеет переднюю кромку 1 и заднюю кромку 2, каждая из которых изогнута назад по отношению к направлению свободного потока.

На фигуре 1 основание выступа для изменения структуры скачка уплотнения обозначено ссылочным номером 3. На фигурах 2 и 3 показан вид в поперечном разрезе через центр выступа по осям А-А и В-В, которые являются параллельной и нормальной к направлению свободного потока, соответственно.

Выступ для изменения структуры скачка уплотнения выходит из номинальной поверхности 8 крыла и пересекает номинальную поверхность 8 по передней кромке 3a, задней кромке 3b, внутренней кромке 3c и наружной кромке 3d. Нижние части сторон выступа являются вогнутыми и постепенно сливаются с номинальной поверхностью 8. Так, например, нижняя часть 9 передней стороны выступа на фигуре 2 постепенно сливается с номинальной поверхностью 8 в передней кромке 3a. Альтернативно этому может иметь место резкая граница на одной или более кромках выступа. Нижняя часть передней стороны выступа может быть, например, плоской, как показано штриховой линией 9а. В этом случае передняя сторона 9а выступа для изменения структуры скачка уплотнения пересекает номинальную поверхность 8, образуя резкую границу на передней кромке 3а.

При околозвуковых скоростях образуется скачок 4 уплотнения, нормальный к верхней поверхности крыла, при этом выступ 3 для изменения структуры скачка уплотнения расположен таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания 5 скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 2.

Когда выступы 3 для изменения структуры скачка уплотнения функционируют в оптимальном для них режиме, т.е., когда скачок 4 уплотнения находится непосредственно перед вершиной 7 выступа, как показано на фигуре 2, размытое основание 5 имеет лямбда-образную структуру с одним передним скачком 5а уплотнения, расположенным ближе к передней кромке выступа, и с одним задним скачком 5b уплотнения, расположенным непосредственно перед вершиной 7. Альтернативно этому вместо одного переднего скачка 5а уплотнения размытое основание может иметь лямбда-образную структуру с веерообразной группой передних скачков уплотнения.

Как показано на фигурах 2 и 3, выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет асимметричные сечения по осям, проходящим как параллельно, так и перпендикулярно к направлению свободного потока. Пик 7 вершины в продольном разрезе по оси А-А сдвинут назад от центра 6 выступа, а пик 7 вершины в поперечном разрезе по оси В-В сдвинут внутрь от центра 6 выступа. Как показано на фигуре 3, выступ имеет асимметричные наклонные участки 17, 18 с обеих сторон от пика 7а вершины (угол наклона внутреннего участка 17 больше, чем угол наклона наружного участка 18). Следует также отметить, что пик вершины выступа расположен позади 50% хорды, обычно - между 60% и 65% хорды.

Как показано на фигуре 4, пик вершины выступа в поперечном направлении образует линию, которая является кривой в плане при рассмотрении под прямым углом к поверхности крыла.

Выступ 3 для изменения структуры скачка уплотнения представляет собой один из ряда выступов для изменения структуры скачка уплотнения, распределенных вдоль размаха крыла. Еще один выступ для изменения структуры скачка уплотнения в этом ряду обозначен на фигуре 1 ссылочным номером 3a. Выступ 3a может иметь такую же асимметричную форму, как и выступ 3, или какую-либо иную форму.

В отличие от традиционных симметричных выступов для изменения структуры скачка уплотнения выступ 3 для изменения структуры скачка уплотнения не имеет плоскости симметрии. На фигурах 5 и 6 показаны основания и линии вершин двух альтернативных выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые также не имеют плоскости симметрии. В случае фигуры 5 выступ 12 для изменения структуры скачка уплотнения имеет пару продольных элементов 13, 14 с различной длиной и линию 15 вершины. На фигуре 6 показан выступ 20 для изменения структуры скачка уплотнения с асимметричной кривой линией 21 вершины.

На фигуре 7 показан симметричный выступ для изменения структуры скачка уплотнения с прямой линией 31 вершины, проходящей через его центр 32. Линия 31 вершины отклонена и проходит под острым углом Θ к направлению свободного потока. Хотя выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет форму с боковой симметрией, за счет наклона по отношению к направлению свободного потока этот выступ для изменения структуры скачка уплотнения становится асимметричным относительно плоскости 16, которая проходит через центр 32 выступа для изменения структуры скачка уплотнения, является параллельной направлению свободного потока на аэродинамическом профиле и направлена под прямым углом к поверхности аэродинамического профиля. Эта плоскость 16 асимметрии показана также на фигурах 4-6.

Альтернативные конфигурации асимметричного выступа, предлагаемые в настоящем описании, могут обеспечить уменьшение волнового сопротивления и влияния скачка уплотнения.

Присутствие размытого скачка уплотнения или потока, в котором скорость газа изменяется в направлении размаха крыла, может индуцировать асимметричные волновые структуры скачков уплотнения у симметричного выступа. Такую асимметрию можно усилить для получения положительного эффекта путем создания асимметрии самого выступа. При этом результирующий скачок уплотнения будет иметь различную волновую структуру на обеих сторонах асимметричного выступа.

Во внештатной ситуации, например, когда образуются концевые вихри, асимметричный выступ может способствовать их сбросу с выступов за счет разности интенсивностей структур потока, и это можно использовать для повышения эффективности выступов. Следует отметить, что в отличие от турбулизаторов выступы не имеют острых выпуклых кромок или точек, поэтому поток остается присоединенным к выступам, если они работают в оптимальном режиме (т.е., если скачок уплотнения располагается на выступе непосредственно перед его вершиной).

Настоящее изобретение описано со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако, следует понимать, что в него могут быть внесены различные изменения и модификации без отклонения от объема изобретения, который определяет прилагаемая формула изобретения.

Claims

1. Аэродинамическая конструкция, содержащая трехмерный выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной конструкции, при этом указанный выступ выполнен асимметричным относительно плоскости асимметрии, которая проходит через центр указанного выступа, параллельна направлению свободного потока и ориентирована под прямым углом к поверхности аэродинамической конструкции.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что указанный выступ имеет асимметричную форму сечения в плоскости, нормальной к направлению свободного потока.

3. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что сечение асимметричной формы имеет смещенную в сторону вершину.

4. Конструкция по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что указанный выступ не имеет плоскости симметрии.

5. Аэродинамическая конструкция, содержащая выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной конструкции, при этом указанный выступ не имеет плоскости симметрии.

6. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что указанный выступ имеет вершину, образующую линию, имеющую кривую форму при рассмотрении ее под прямым углом к поверхности указанной конструкции.

7. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что указанный выступ имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку.

8. Конструкция по п.7, отличающаяся тем, что указанный выступ пересекает указанную поверхность по передней кромке, задней кромке, внутренней кромке и наружной кромке.

9. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что указанный выступ, по существу, не имеет острых выпуклых кромок или точек.

10. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что она имеет аэродинамический профиль, а указанная поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамической конструкции.

11. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что она имеет переднюю кромку и заднюю кромку, при этом указанный выступ имеет вершину, которая расположена ближе к задней кромке аэродинамической конструкции.

12. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что она содержит пару продольных элементов, которые имеют различную длину.

13. Конструкция по п.12, отличающаяся тем, что она имеет внутренний конец и наружный конец, при этом указанный выступ имеет вершину, которая смещена в направлении внутреннего конца аэродинамической конструкции.

14. Конструкция по п.1 или 5, отличающаяся тем, что она содержит один или более дополнительных выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции.

15. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции по одному из предшествующих пунктов, включающий этапы, на которых обеспечивают движение аэродинамической конструкции с околозвуковой скоростью; обеспечивают формирование скачка уплотнения у поверхности аэродинамической конструкции и изменяют структуру скачка уплотнения посредством выступа для изменения структуры скачка уплотнения.

16. Способ по п.15, отличающийся тем, что указанный выступ используют таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии выступа для изменения структуры скачка уплотнения, когда указанная конструкция движется с околозвуковой скоростью.

17. Способ по п.15 или 16, отличающийся тем, что поток на указанном выступе является, по существу, полностью присоединенным, когда указанная конструкция движется с околозвуковой скоростью.

18. Способ по п.15, отличающийся тем, что указанный выступ индуцирует образование размытого основания в скачке уплотнения с лямбда-образной структурой, когда указанная конструкция движется с околозвуковой скоростью.