RU2503587C2

RU2503587C2 - Конструкция выступа для изменения структуры скачка уплотнения

Info

Publication number: RU2503587C2
Application number: RU2010139001/11A
Authority: RU
Inventors: Норман ВУД
Original assignee: ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД
Priority date: 2008-02-29
Filing date: 2009-02-17
Publication date: 2014-01-10
Also published as: WO2009106870A2; CA2713362C; JP2011513115A; WO2009106870A3; CN101959756B; EP2250086B1; CA2713362A1; JP5481394B2; BRPI0908335A2; CN101959756A; US20100314500A1; RU2010139001A; EP2250086A2; GB0803722D0; US8302912B2

Abstract

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост. Хвост имеет контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Аэродинамическая конструкция содержит выступы для изменения структуры скачков уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции включает этапы, на которых обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции. Выступ изменяет структуру скачка уплотнения так, что происходит отделение потока возле выступа с образованием пары продольных вихревых потоков. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

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

Уровень техники

Когда воздушное судно имеет околозвуковую скорость полета с превышением расчетного числа Маха, возникает тенденция к повышению интенсивности скачка уплотнения на крыле и к увеличению аэродинамического сопротивления. В какой-то точке скачок уплотнения может стать достаточно сильным для того, чтобы вызывать также отделение потока за скачком уплотнения, а это в свою очередь может индуцировать бафтинг на крыле или управляющей поверхности. Этот бафтинг может изменяться от легкого до сильного и может приводить к высоким локальным динамическим нагрузкам, к вибрационному шуму или к ухудшению управляемости воздушного судна.

Явление бафтинга, индуцированного скачком уплотнения, известно, и для его предотвращения перед скачком уплотнения используют лопастные турбулизаторы (vane vortex generators, VVGs). Такой способ обычно является эффективным, однако, он связан с увеличением потерь мощности из-за паразитного аэродинамического сопротивления, которое присутствует во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.

Как описано в работе Holden, H.A. and Babinsky, H. (2003) Shock/boundary layer interaction control using 3D devices, опубликованной в сборнике 41st Aerospace Sciences Meeting and 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.

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 выступ для изменения структуры скачка уплотнения, содержащий расширяющийся нос и сужающийся хвост, при этом хвост имеет по меньшей мере одну контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами.

Выступ для изменения структуры скачка уплотнения согласно первому аспекту настоящего изобретения имеет усовершенствованную форму с относительно низким аэродинамическим сопротивлением. Кроме того, вогнутая форма хвоста способствует развитию продольных вихревых потоков, которые в определенных режимах эксплуатации могут уменьшать бафтинг, индуцированный скачком уплотнения.

Противоположные стороны контурной линии в плане могут быть выпуклыми и плавно соединяться на задней кромке выступа для изменения структуры скачка уплотнения, или могут соединяться в точке с образованием пика.

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.

Второй аспект настоящего изобретения обеспечивает аэродинамическую конструкцию, содержащую один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения вышеописанного типа, отходящих от поверхности указанной конструкции. Обычно каждый 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 выступов для изменения структуры скачка уплотнения, когда указанная конструкция движется с околозвуковыми скоростями. 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.

Третий аспект изобретения обеспечивает способ эксплуатации аэродинамической конструкции, содержащей выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной конструкции, при этом указанный способ включает этапы, на которых:

обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток у выступа для изменения структуры скачка уплотнения является, по существу, полностью присоединенным, и обеспечивают работу конструкции во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции, при этом выступ для изменения структуры скачка уплотнения изменяет структуру скачка уплотнения, и происходит отделение потока у выступа для изменения структуры скачка уплотнения с образованием пары продольных вихревых потоков.

Обычно во втором режиме имеет место более высокая скорость потока и/или более высокий коэффициент подъемной силы, чем в первом режиме.

Указанная конструкция может представлять собой конструкцию с аэродинамическим профилем, 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 указанной конструкции (т.е., на нижней поверхности в случае крыла воздушного судна), однако, более предпочтительно эта поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамической конструкции (т.е., верхней поверхностью в случае крыла воздушного судна). Кроме того, выступ обычно имеет вершину, которая расположена ближе к задней кромке аэродинамической конструкции, иными словами, она расположена позади 50% хорды. Вершина выступа может представлять собой одну точку или плоский участок. В случае плоского участка передняя кромка этого плоского участка расположена ближе к задней кромке аэродинамической конструкции.

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 систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, согласно первому варианту осуществления изобретения, при работе в штатном режиме эксплуатации,

фигура 2 - вид в продольном разрезе через центр одного из выступов по оси А-А в штатном режиме эксплуатации крыла,

фигура 3 - вид в плане верхней части крыла воздушного судна с фигуры 1 в нештатном режиме эксплуатации крыла,

фигура 4 - вид в продольном разрезе через центр одного из выступов по оси В-В в нештатном режиме эксплуатации крыла,

фигура 5 - вид в поперечном разрезе через центр одного из выступов по оси С-С,

фигура 6 - вид в плане одного из выступов, показывающих совокупность контурных линий, и

фигура 7 - вид в плане верхней части крыла воздушного судна, содержащего систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения согласно второму 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 набегающего потока.

Верхняя поверхность крыла содержит систему трехмерных выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от указанной поверхности. Система содержит первую группу выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения и вторую группу выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы.

Каждый выступ 3, 10 выходит из номинальной поверхности 8 крыла и пересекает номинальную поверхность 8 передней кромкой 3a, 10a, задней кромкой 3b, 10b, внутренней кромкой 3c, 10c и наружной кромкой 3d, 10d. Нижние части всех сторон выступа являются вогнутыми и плавно сливаются с номинальной поверхностью 8. Так, например, нижняя часть 9 передней стороны выступа на фигуре 2 плавно сливается с номинальной поверхностью 8 на передней кромке 3a. Альтернативно может иметь место резкий переход на одной или более кромках выступа. Так, например, нижняя часть передней стороны выступа может быть плоской, как показано штриховой линией 9a. В этом случае передняя сторона 9a выступа для изменения структуры скачка уплотнения имеет резкий переход при соединении передней кромки 3a с номинальной поверхностью 8.

На фигуре 2 показан вид в разрезе через центр одного из выступов 3 по оси А-А параллельно направлению набегающего потока. Вершина 7 продольного сечения А-А смещена за центр 6 выступа.

Вершина 7 каждого выступа 3 расположена позади 50% хорды, обычно - между 60% и 65% хорды.

При околозвуковых скоростях скачок уплотнения образуется нормально к верхней поверхности крыла. На фигурах 1 и 2 показана позиция 4 скачка уплотнения, когда воздушное судно совершает полет с числом Маха и коэффициентом подъемной силы, которые совместно определяют штатный режим эксплуатации (обычно связанный с фазой крейсерского полета в диапазоне эксплуатационных режимов полета). В этом штатном режиме эксплуатации используются выступы 3 для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания 5 в скачке 4 уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 2, при этом поток у второй группы выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения является полностью присоединенным.

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 5a уплотнения около передней кромки выступа и с одним задним скачком 5b уплотнения, расположенным непосредственно перед вершиной 7. Альтернативно вместо одного переднего скачка 5a уплотнения размытое основание может иметь лямбда-образную структуру с веерообразной группой передних скачков уплотнения.

Вторая группа выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения предназначена для изменения структуры скачка 11 уплотнения, который образуется у поверхности крыла, когда аэродинамическая конструкция функционирует с более высоким числом Маха или коэффициентом подъемной силы, связанными с нештатным режимом эксплуатации, как показано на фигурах 3 и 4. Когда коэффициент подъемной силы или число Маха увеличивается, скачок уплотнения перемещается назад в позицию 11, показанную на фигуре 3, при этом выступы 10 для изменения структуры скачка уплотнения расположены таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания 15 скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 4.

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). Характерная особенность трехмерных выступов для изменения структуры скачка уплотнения заключается в том, что при отклонении от их оптимального режима, т.е., когда скачок уплотнения располагается на выступе, но не опережает вершины выступа, поток позади выступа имеет тенденцию к отделению. Такое отделение позади выступа используется для образования пары продольных вихревых потоков 12, 13, вращающихся навстречу друг другу, в направлении набегающего потока, что оказывает положительное влияние на бафтинг при высоких скоростях аналогично VVG. Эти вихревые потоки входят в приповерхностный слой или проходят непосредственно над ним. При полете в нормальном крейсерском режиме, как показано на фигуре 1, поток является полностью присоединенным, и паразитное аэродинамическое сопротивление, характерное для VVGs, исключается. Таким образом, выступы 10 для изменения структуры скачка уплотнения обеспечивают увеличение диапазона эксплуатационных режимов полета и диапазона скоростей или уменьшение нагрузок при высокой скорости.

Вторая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения несколько смещена относительно первой группы, таким образом, ни один из выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения во второй группе не расположен непосредственно за каким-либо выступом 3 для изменения структуры скачка уплотнения первой группы.

На фигуре 5 показан боковой разрез через центр одного из выступов 10, а на фигуре 6 - группа контурных линий в плане (эквивалентных контурным линиям на карте), включая сплошную контурную линию основания, где выступ для изменения структуры скачка уплотнения сливается с верхней поверхностью крыла, промежуточную контурную линию 25 и верхнюю контурную линию 24. Контурная линия основания содержит расширяющийся нос 20 и сужающийся хвост с вогнутыми противоположными сторонами 22, 23, которые пересекаются в пиковой точке 21 на задней кромке выступа. Хвостовая часть промежуточной контурной линии имеет две вогнутых стороны, которые переходят в выпуклые и пересекаются на задней кромке контурной линии 25. Выступ 10 для изменения структуры скачка уплотнения имеет боковую симметрию относительно его продольной центральной оси 26.

Детали формы каждого отдельного выступа 10 для изменения структуры скачка уплотнения можно выбрать в соответствии с формой, показанной на чертеже, таким образом, чтобы в штатном режиме эксплуатации поток на выступе был полностью присоединенным, как показано на фигуре 1. При работе с более высоким числом Маха или коэффициентом подъемной силы, как показано на фигуре 3, будет иметь место полезное изменение основания скачка уплотнения дополнительно к образованию двух продольных вихревых потоков.

При этом ожидается уровень снижения бафтинга, аналогичный уровню, достигаемому при помощи VVG. Данную концепцию можно применить к другим аэродинамическим конструкциям, в частности, к турбинным лопаткам, кабинам воздушных судов, пилонам, хвостовому оперению.

В варианте осуществления, показанном на фигуре 1, крыло содержит систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, включающую первую группу выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения с эллиптическим основанием и вторую группу остроконечных выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы. Однако объем изобретения включает различные другие варианты осуществления, в том числе:

один остроконечный выступ для изменения структуры скачка уплотнения,

одну группу остроконечных выступов для изменения структуры скачка уплотнения (т.е., эллиптические выступы для изменения структуры скачка уплотнения 3 исключаются), расположенную в той же самой "штатной" позиции, что и первая группа выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения на фигуре 4,

одну группу остроконечных выступов для изменения структуры скачка уплотнения (т.е., эллиптические выступы для изменения структуры скачка уплотнения 3 исключаются), расположенную в той же самой "нештатной" позиции, что и вторая группа выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения на фигуре 1,

систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, содержащую две группы остроконечных выступов для изменения структуры скачка уплотнения в тех же самых позициях, как и выступы 3 на фигуре 1.

На фигуре 7 показан вид в плане верхней поверхности крыла воздушного судна согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения. Вариант осуществления, показанный на фигуре 7, идентичен варианту осуществления с фигуры 1, за исключением того, что в данном случае первая группа содержит десять выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения и предусмотрен всего один задний выступ 10 для изменения структуры скачка уплотнения. На фигуре 7 показано перемещение скачков 4, 11 уплотнения вдоль крыла. Можно видеть, что скачок 4 уплотнения распространяется по значительной части размаха крыла, в то время как скачок 11 уплотнения является относительно коротким, поэтому требуется лишь небольшое количество задних выступов для изменения структуры скачка уплотнения (в данном случае только один).

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. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения, содержащий расширяющийся нос и сужающийся хвост, при этом хвост имеет по меньшей мере одну контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами.

2. Выступ по п.1, отличающийся тем, что вогнутые противоположные стороны контурной линии в плане пересекаются с образованием пика.

3. Выступ по п.1, отличающийся тем, что он имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку.

4. Выступ по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что он, по существу, не имеет острых выпуклых кромок или точек.

5. Аэродинамическая конструкция, содержащая один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, охарактеризованных в одном из предшествующих пунктов, отходящих от поверхности указанной конструкции.

6. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что она содержит один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, охарактеризованных в п.3 или 4, причем каждый выступ пересекает указанную поверхность передней кромкой, задней кромкой, внутренней кромкой и наружной кромкой.

7. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии выступов для изменения структуры скачка уплотнения, когда указанная конструкция движется с околозвуковыми скоростями.

8. Конструкция по п.7, отличающаяся тем, что один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания в скачке уплотнения с лямбда-образной структурой, когда указанная конструкция движется с околозвуковыми скоростями.

9. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что указанная поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамической конструкции.

10. Конструкция по одному из пп.5-9, отличающаяся тем, что она имеет переднюю кромку и заднюю кромку, при этом каждый выступ имеет вершину, которая расположена ближе к задней кромке аэродинамической конструкции.

11. Конструкция по одному из пп.5-10, отличающаяся тем, что вогнутые противоположные стороны одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы способствовать развитию продольных вихревых потоков, которые в определенных режимах эксплуатации могут уменьшать бафтинг, индуцированный скачком уплотнения.

12. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции, содержащей выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной конструкции, включающий этапы, на которых:
обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и
обеспечивают работу конструкции во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции, при этом указанный выступ изменяет структуру скачка уплотнения, и происходит отделение потока возле указанного выступа с образованием пары продольных вихревых потоков, причем указанный выступ представляет собой выступ для изменения структуры скачка уплотнения по одному из пп.1-4.

13. Способ по п.12, отличающийся тем, что второй режим характеризуется более высокой скоростью потока и/или более высоким коэффициентом подъемной силы, чем первый режим.

14. Способ по п.12 или 13, отличающийся тем, что указанный выступ индуцирует образование размытого основания в скачке уплотнения с лямбда-образной структурой, когда конструкция работает во втором режиме.