RU2757938C1 - Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей - Google Patents

Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей Download PDF

Info

Publication number
RU2757938C1
RU2757938C1 RU2020130854A RU2020130854A RU2757938C1 RU 2757938 C1 RU2757938 C1 RU 2757938C1 RU 2020130854 A RU2020130854 A RU 2020130854A RU 2020130854 A RU2020130854 A RU 2020130854A RU 2757938 C1 RU2757938 C1 RU 2757938C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
contour
airfoil
aerodynamic
streamlined
aircraft
Prior art date
Application number
RU2020130854A
Other languages
English (en)
Inventor
Мурад Абрамович Брутян
Андрей Викторович Волков
Татьяна Николаевна Грачёва
Александр Владимирович Потапчик
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2020130854A priority Critical patent/RU2757938C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2757938C1 publication Critical patent/RU2757938C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/04—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating shock waves
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей включает носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура. На участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкциям крыльев для летательных аппаратов (ЛА) околозвуковых скоростей полета.
Удельный расход топлива магистральных самолетов и других типов ЛА достигает минимальных значений при околозвуковых скоростях полета. Характерными особенностями обтекания аэродинамических профилей крыла при околозвуковых скоростях набегающего потока является наличие на верхней поверхности профилей участков со сверхзвуковой скоростью обтекания и замыкающих их скачков уплотнения, создающих дополнительное волновое сопротивление, а также сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из-под скачков уплотнения.
Форма аэродинамических профилей оказывает определяющее влияние на аэродинамические характеристики крыла при околозвуковых скоростях. Аэродинамические профили с наилучшими аэродинамическими характеристиками используются для создания крыльев дозвуковых и околозвуковых магистральных самолетов.
Известны сверхкритические аэродинамические профили крыла для околозвуковых скоростей (R.T. Whitcomb, L.R. Clark. An airfoil shape for efficient flight at supercritical Mach numbers // NASA TMX-1109, July, 1965, патент RU 2406647, МПК В64С 3/14, 20.12.2010). Отличительными особенностями таких профилей являются уплощенная форма верхней поверхности и S-образная, с «подрезкой» хвостового участка, форма нижней поверхности.
В качестве прототипа заявляемого изобретения принят сверхкритический аэродинамический профиль по патенту US 4455003, МПК В64С 3/14, 19.06.1984. Профиль включает следующие основные элементы: носовую часть с закругленной передней кромкой, верхнюю и нижнюю поверхности гладкой формы, которые плавно сопрягаются с носовой частью.
Использование сверхкритических аэродинамических профилей позволяет затягивать возникновение скачков уплотнения на верхней поверхности крыла до
Figure 00000001
чисел Маха М полета (примерно на ΔМ≈0.1) [М.А. Брутян. Основы трансзвуковой аэродинамики. Изд-во «Наука», 2017 год, раздел 1.4].
Недостаток сверхкритических профилей состоит в том, что увеличение скорости полета и уменьшение расхода топлива самолета ограничиваются критическим числом Маха
Figure 00000002
, - числом Маха набегающего потока, выше которого начинается интенсивный рост сопротивления. Для определенности
Figure 00000003
принято определять из условия
Figure 00000004
где cX - коэффициент аэродинамического сопротивления профиля, а М∞ - число Маха набегающего потока. Возрастание сопротивления при числах
Figure 00000005
обусловлено ростом интенсивности скачков уплотнения, создающих волновое сопротивление и сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения на верхней поверхности аэродинамического профиля. Описанные явления приводят к заметному уменьшению аэродинамического качества.
Исследования показали, что для увеличения критического числа
Figure 00000006
аэродинамического профиля необходимо уменьшать интенсивность скачка уплотнения на верхней поверхности профиля. Основным параметром, определяющим интенсивность скачка уплотнения, является число Маха потока перед скачком.
Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения являются увеличение критического числа
Figure 00000007
уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение аэродинамического качества К профилей на околозвуковых скоростях при числах
Figure 00000008
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней и нижней поверхностями, выполнен с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля.
Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении участка верхней поверхности профиля, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью потока на крейсерском режиме, с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура профиля, а также с размерами высоты выпуклостей или глубины углублений от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля и с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Выполнение локальных выпуклостей или углублений с указанными размерами, создает на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью, систему линий Маха, затормаживающих сверхзвуковой поток и уменьшающих число М потока перед скачком уплотнения. Это приводит к уменьшению интенсивности скачка уплотнения, снижению аэродинамического сопротивления и росту аэродинамического качества профиля крыла.
На фиг. 1 представлена форма заявляемого аэродинамического профиля.
На фиг. 2 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и их размерами.
На фиг. 3 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с углублениями и их размерами.
На фиг. 4 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и углублениями и их размерами.
На фиг. 5 представлен схематический рисунок обтекания заявленного аэродинамического профиля при околозвуковых скоростях потока.
На фиг. 6 представлено сравнение экспериментальных зависимостей значений аэродинамического качества К сверхкритического профиля прототипа и заявляемого нового профиля от числа Маха набегающего потока.
Заявляемый аэродинамический профиль крыла включает носовую часть 1 с закругленной передней кромкой 2, плавно сопрягающейся с верхней поверхностью 3 и нижней поверхностью 4. Верхняя поверхность 3 имеет участок 5, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, в крыле которого устанавливается аэродинамический профиль (фиг. 1). Положение и размеры участка верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, определяются расчетными либо экспериментальными методами. На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета выполнены локальные выпуклости контура 6 (фиг. 2) или углубления контура 7 (фиг. 3). На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета могут быть выполнены чередующиеся локальные выпуклости контура 6 и локальные углубления контура 7 (фиг. 4). Высота выпуклостей h и глубина углублений h составляют от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля (Фиг. 2-4). Выпуклости 6 и углубления 7 контура аэродинамического профиля выполнены с шагом L размером от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля (Фиг. 2-4).
Выполнение локальных выпуклостей и углублений с указанными выше размерами на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к образованию системы волн Маха 8, приводящих к торможению сверхзвукового потока и уменьшению числа М потока перед скачком уплотнения 9 (Фиг. 5), что приводит к уменьшению волнового сопротивления, создаваемого отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения и увеличению аэродинамического качества числах
Figure 00000009
.
Проведенные экспериментальные исследования обтекания сверхкритического профиля с относительной толщиной 15% при числах М в диапазоне от 0.6 до 0.8 показали, что создание системы волн Маха на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к увеличению критического числа
Figure 00000010
на
Figure 00000011
и увеличению аэродинамического качества К при
Figure 00000012
на ΔК=1.0 (Фиг. 6).

Claims (3)

1. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура, отличающийся тем, что на участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура.
2. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей по п. 1, отличающийся тем, что высота выпуклостей и глубина углублений контура составляют от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля.
3. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей по п. 1, отличающийся тем, что выпуклости и углубления контура выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля.
RU2020130854A 2020-09-18 2020-09-18 Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей RU2757938C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020130854A RU2757938C1 (ru) 2020-09-18 2020-09-18 Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020130854A RU2757938C1 (ru) 2020-09-18 2020-09-18 Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2757938C1 true RU2757938C1 (ru) 2021-10-25

Family

ID=78289732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020130854A RU2757938C1 (ru) 2020-09-18 2020-09-18 Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2757938C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792363C1 (ru) * 2022-11-23 2023-03-21 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Аэродинамический профиль крыла регионального самолета

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4455003A (en) * 1977-03-23 1984-06-19 Vfw Supercritical air-foil profile
US4750693A (en) * 1985-08-06 1988-06-14 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Device for reducing the frictional drag of moving bodies
US4907765A (en) * 1985-09-26 1990-03-13 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Wall with a drag reducing surface and method for making such a wall
US5378524A (en) * 1991-05-28 1995-01-03 Blood; Charles L. Friction reducing surface and devices employing such surfaces
RU2498929C2 (ru) * 2008-02-29 2013-11-20 ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
RU2499732C2 (ru) * 2008-02-29 2013-11-27 ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД Аэродинамическая конструкция с неравномерно расположенными выступами для отклонения скачка уплотнения

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4455003A (en) * 1977-03-23 1984-06-19 Vfw Supercritical air-foil profile
US4750693A (en) * 1985-08-06 1988-06-14 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Device for reducing the frictional drag of moving bodies
US4907765A (en) * 1985-09-26 1990-03-13 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh Wall with a drag reducing surface and method for making such a wall
US5378524A (en) * 1991-05-28 1995-01-03 Blood; Charles L. Friction reducing surface and devices employing such surfaces
RU2498929C2 (ru) * 2008-02-29 2013-11-20 ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
RU2499732C2 (ru) * 2008-02-29 2013-11-27 ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД Аэродинамическая конструкция с неравномерно расположенными выступами для отклонения скачка уплотнения

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792363C1 (ru) * 2022-11-23 2023-03-21 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Аэродинамический профиль крыла регионального самолета

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5395071A (en) Airfoil with bicambered surface
US8651813B2 (en) Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow
US4706910A (en) Combined riblet and lebu drag reduction system
US6578798B1 (en) Airlifting surface division
US20110260008A1 (en) Fluid flow control device for an aerofoil
EP3213991B1 (en) Aircraft wing roughness strip
US9027883B2 (en) Aircraft fairing
US8317128B2 (en) Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft
US20110309202A1 (en) Wingtec Holding Limited
CN107336842B (zh) 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法
US20090230251A1 (en) Airplane engine pylon comprising at least one protruding element to generate a vortex of the airflow
Deere et al. Computational component build-up for the x-57 maxwell distributed electric propulsion aircraft
EP0638042A4 (en) BODY HAVING REDUCED LEAK EDGE WAVE.
US6318677B1 (en) Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller
RU2461492C2 (ru) Профиль крыла летательного аппарата (варианты)
RU2757938C1 (ru) Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей
KR101015391B1 (ko) 소형 제트기용 자연층류 익형
CN112124561A (zh) 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器
CN111498084A (zh) 一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型
US5575442A (en) Guided wing for aircraft flying at high angles of attack
Shevell Aerodynamic anomalies-Can CFD prevent or correct them?
RU56329U1 (ru) Законцовка лопасти вертолета
Munson et al. Airfoils and Wings
RU223474U1 (ru) Самолет интегральной схемы
RU2821105C1 (ru) Крыло легкого самолета