RU2789419C1

RU2789419C1 - Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds

Info

Publication number: RU2789419C1
Application number: RU2022127404A
Authority: RU
Inventors: Ксения Александровна Абрамова; Виталий Георгиевич Судаков
Filing date: 2022-10-21
Publication date: 2023-02-02

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: method for eliminating shock wave oscillations on a civil aircraft wing at transonic flight speeds by blowing an air jet tangentially to the upper surface of the wing. Blowing is performed into the separation area behind the shock wave with a jet impulse coefficient of 0.0005 from a slotted nozzle located at a distance of 8% of the chord length from the position of the shock wave.

EFFECT: invention is aimed at reducing energy costs while eliminating shock wave oscillations in the transonic flight mode due to the minimum blowing intensity.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета для решения проблемы подавления колебаний скачков уплотнения на верхней поверхности крыла.The invention relates to aviation technology and can be used on the wing of a civil aircraft at transonic flight speeds to solve the problem of suppressing shock waves on the upper surface of the wing.

Скачок уплотнения - это резкое, скачкообразное увеличение давления, возникающее при обтекании тела потоком газа. На определенных режимах полета, например, при увеличении угла атаки или скорости полета (числа Маха) могут появиться отрывы потока из-под скачка и автоколебания скачка уплотнения на профиле крыла. Возникновение автоколебаний скачка и области отрыва может вести к бафтингу. Бафтинг (от англ. buffeting) -вынужденные колебания (вибрации) всего летательного аппарата или отдельных элементов его конструкции под действием нестационарных аэродинамических сил, возникающих при обтекании поверхности летательного аппарата. В результате воздействия такого рода колебаний может возникнуть ряд проблем, связанных с функционированием оборудования летательных аппаратов, самочувствием экипажа и пассажиров, ухудшением маневренности и пилотажных свойств. При существенных амплитудах колебаний могут возникнуть проблемы, связанные с усталостной прочностью, а также разрушение элементов конструкции.A shock wave is a sharp, abrupt increase in pressure that occurs when a gas flow flows around a body. In certain flight modes, for example, with an increase in the angle of attack or flight speed (Mach number), flow separations from under the shock and self-oscillations of the shock wave on the wing profile may appear. The appearance of self-oscillations of the jump and the separation region can lead to buffeting. Buffing (from the English buffeting) - forced vibrations (vibrations) of the entire aircraft or individual elements of its structure under the action of non-stationary aerodynamic forces arising from the flow around the surface of the aircraft. As a result of the impact of such vibrations, a number of problems may arise related to the functioning of aircraft equipment, the well-being of the crew and passengers, and the deterioration of maneuverability and flight performance. With significant vibration amplitudes, problems associated with fatigue strength, as well as the destruction of structural elements, may arise.

Согласно авиационным правилам и стандартам проектирования, максимальное значение коэффициента подъемной силы, при котором возможен полет, определяется с запасом от величины коэффициента подъемной силы, при котором впервые появляются колебания скачка уплотнения (см. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Авиационные правила. Часть 25 /Межгосударственный авиационный комитет.- 2015.). Соответственно, если увеличить это значение или устранить колебания скачка уплотнения, станут возможными полеты при больших значениях коэффициента подъемной силы.According to aviation rules and design standards, the maximum value of the lift coefficient at which flight is possible is determined with a margin from the value of the lift coefficient at which shock oscillations first appear (see Airworthiness Standards for Transport Category Aircraft. Aviation Rules. Part 25 / Interstate Aviation Committee. - 2015.). Accordingly, if this value is increased or shock fluctuations are eliminated, flights at high values of the lift coefficient will become possible.

В мире известны различные способы борьбы с колебаниями скачка уплотнения на крыле.Various methods are known in the world to deal with vibrations of the shock wave on the wing.

Механические вихрегенераторы для управления колебаниями скачка уплотнения были рассмотрены в работе авторов Caruana D., Mignosi А., Robitaille С., Correge М. Separated Flow and Buffeting Control // Flow, Turbulence and Combustion. - 2003. - V. 71. - P. 221-245.Mechanical vortex generators for shock wave control were considered in the work of the authors Caruana D., Mignosi A., Robitaille C., Correge M. Separated Flow and Buffeting Control // Flow, Turbulence and Combustion. - 2003. - V. 71. - P. 221-245.

Еще одним пассивным способом управления является установка небольших выпуклых поверхностей перед скачком уплотнения - «бампов» (Mayer R., Lutz Т., Kramer Е., Dandois J. Control of Transonic Buffet by Shock Control Bumps on Wing-Body Configuration // Journal of Aircraft. - 2019. - V.56, №2. -P. 556-568).Another passive control method is the installation of small convex surfaces in front of the shock - “bumps” (Mayer R., Lutz T., Kramer E., Dandois J. Control of Transonic Buffet by Shock Control Bumps on Wing-Body Configuration // Journal of Aircraft - 2019. - V.56, No. 2. - P. 556-568).

Недостатком таких способов с использованием вихрегенераторов и «бампов» является их собственное сопротивление.The disadvantage of such methods using vortex generators and "bumps" is their own resistance.

Известен «Способ пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при трансзвуковых скоростях» авторов М.А Брутян, А.В. Петров, А.В. Потапчик (Труды МФТИ.- 2019. - Т. XI, №3. -С. 110-115), «Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем» авторов М.А. Брутян, А.В. Петров, А.В. Потапчик (Россия. Патент 2615251. 12.11.2015) с помощью струйных вихрегенераторов, расположенных перед скачком уплотнения, работающих за счет перепуска воздуха из области повышенного давления за скачком уплотнения.Known "Method of passive control of the interaction of the shock wave with the boundary layer at transonic speeds" authors M.A. Brutyan, A.V. Petrov, A.V. Potapchik (Proceedings of the Moscow Institute of Physics and Technology. - 2019. - T. XI, No. 3. - P. 110-115), “A method for weakening the wave separation during the interaction of a shock wave with a boundary layer”, authors M.A. Brutyan, A.V. Petrov, A.V. Potapchik (Russia. Patent 2615251. 11/12/2015) with the help of jet vortex generators located in front of the shock wave, which work by bypassing air from the high pressure area behind the shock wave.

Известен способ (US 5335885 А, 09.08.1994) перепуска воздуха через каверну, закрытую перфорированной поверхностью, который направлен на устранение отрыва и улучшение аэродинамических характеристик.A known method (US 5335885 A, 08/09/1994) bypassing air through a cavity closed by a perforated surface, which is aimed at eliminating separation and improving aerodynamic characteristics.

Недостатком данных методов является невозможность управления параметрами выдува, так как они зависят от набегающего потока.The disadvantage of these methods is the impossibility of controlling the blowing parameters, since they depend on the oncoming flow.

Известны методы управления пограничным слоем с помощью воздухозаборных каналов на передней кромке крыла (RU 149950 U, 27.01.2015 и RU 2508228 С, 27.02.2014) и последующего выдува струй на поверхность крыла.There are known methods for controlling the boundary layer using air intake channels on the leading edge of the wing (RU 149950 U, 01/27/2015 and RU 2508228 C, 02/27/2014) and subsequent blowing jets onto the wing surface.

Недостатком данных методов является сложность в реализации и потери эффективности при обтекании за счет потерь в каналах.The disadvantage of these methods is the complexity in implementation and the loss of efficiency when flowing around due to losses in the channels.

Общим недостатком указанных пассивных способов является ухудшение аэродинамических характеристик на режимах, где не требуется управление обтеканием, в том числе на крейсерском режиме полета (где обтекание безотрывное). Кроме того, при изменении режима полета эффективность пассивного метода может резко снизиться или даже стать отрицательной.A common disadvantage of these passive methods is the deterioration of aerodynamic characteristics in modes where flow control is not required, including in cruising flight mode (where the flow is continuous). In addition, when the flight regime is changed, the efficiency of the passive method can sharply decrease or even become negative.

Известен способ влияния на колебания скачка уплотнения с помощью движущегося участка на верхней поверхности трансзвукового профиля крыла (A.M. Гайфуллин, К.Г. Хайруллин Управление бафтингом с помощью движущейся поверхности // Прикладная математика и техническая физика. -2020. - Т. 61, №6 (364). - С. 91-99). Данный метод является активным (энергетическим), требует заметного подвода энергии для движения участка поверхности с большой скоростью и сложен с точки зрения изготовления и эксплуатации.There is a known method of influencing shock wave oscillations using a moving section on the upper surface of a transonic wing profile (A.M. Gaifullin, K.G. Khairullin Buffing control using a moving surface // Applied Mathematics and Technical Physics. -2020. - V. 61, No. 6 (364), pp. 91-99). This method is active (energy), requires a significant supply of energy to move the surface area at high speed and is complicated in terms of manufacturing and operation.

Известен способ влияния на скачок уплотнения с помощью выдува струи в местную сверхзвуковую область вдали от поверхности профиля через диффузор на державке (US 20100243818 А1, 30.09.2010). Способ направлен на ослабление скачка уплотнения и уменьшения волнового сопротивления. Недостатком данного метода является собственное сопротивление державки сопла.A known method of influencing the shock wave by blowing a jet into the local supersonic region away from the surface of the profile through a diffuser on the holder (US 20100243818 A1, 09/30/2010). The method is aimed at weakening the shock wave and reducing the wave resistance. The disadvantage of this method is the inherent resistance of the nozzle holder.

Для управления обтеканием и колебаниями скачка уплотнения известны следующие активные устройства - TED и FTED (Trailing Edge Deflector, Fluidic Trailing Edge Deflector - механический и струйный дефлекторы около задней кромки профиля крыла) (Caruana D., Mignosi A., Le Pourhiet A., Correge М., Rodde А.-М. Buffet and Buffeting Control in Transonic Flows // Aerospace Science and Technology. - 2005. - V. 9. - P. 605-616. Dandois J., Molton P., Lepage A., Geeraert A., Brunet V., Dor J.-B., Coustols E. Buffet Characterization and Control for Turbulent Wings // Flow Control: an Overview. AerospaceLab Journal. - 2013. №6. - 17 p.). Применение струйного дефлектора дает повышение подъемной силы, при которой начинаются колебания, но соответствующий угол атаки не увеличивается.The following active devices are known to control the flow and shock oscillations - TED and FTED (Trailing Edge Deflector, Fluidic Trailing Edge Deflector - mechanical and jet deflectors near the trailing edge of the wing profile) (Caruana D., Mignosi A., Le Pourhiet A., Correge M., Rodde A.-M. Buffet and Buffeting Control in Transonic Flows // Aerospace Science and Technology. - 2005. - V. 9. - P. 605-616. Dandois J., Molton P., Lepage A., Geeraert A., Brunet V., Dor J.-B., Coustols E. Buffet Characterization and Control for Turbulent Wings // Flow Control: an Overview. AerospaceLab Journal. - 2013. No. 6. - 17 p.). The use of a jet deflector gives an increase in lift at which oscillations begin, but the corresponding angle of attack does not increase.

Наиболее близким способом и устройством, выбранном в качестве прототипа, является (см. CN 105173064 А, 23.12.2015) тангенциальный выдув струи в местную сверхзвуковую область перед скачком уплотнения, который приводит к устранению колебаний скачка уплотнения. Из экспериментальных или расчетных данных определяется положение скачка, на основании этих данных определяется положение выдува, которое варьируется в области от положения скачка уплотнения до выдува перед скачком на передней кромке крыла. Высота сопла составляет не более 5% хорды профиля крыла, чтобы не вносить возмущения в поток.The closest method and device chosen as a prototype is (see CN 105173064 A, 12/23/2015) tangential jet blowing into the local supersonic region before the shock wave, which leads to the elimination of shock wave oscillations. From the experimental or calculated data, the position of the shock is determined, based on these data, the position of the blowout is determined, which varies in the region from the shock position to the blowout before the shock at the leading edge of the wing. The height of the nozzle is no more than 5% of the chord of the wing profile, so as not to disturb the flow.

Отличие заявляемого способа от прототипа заключается в том, что, выдув происходит за скачком уплотнения (вниз по потоку от скачка) внутри области отрыва, а не перед. При этом предполагается, что затраты на выдув по интенсивности выдуваемой струи С_μ (коэффициент импульса струи) в разы меньше, чем в прототипе.The difference between the proposed method and the prototype is that blowing occurs behind the shock (downstream from the shock) inside the separation area, and not before. It is assumed that the cost of blowing in terms of the intensity of the blown jet C _μ (jet momentum coefficient) is several times less than in the prototype.

Таким образом, общим недостатком указанных выше активных способов устранения колебаний скачка уплотнения является то, что для их работы требуется значительный подвод энергии, что снижает положительный эффект от их применения.Thus, a common disadvantage of the above active methods for eliminating shock wave oscillations is that their operation requires a significant supply of energy, which reduces the positive effect of their use.

Целью изобретения является устранение неблагоприятного явления -колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета.The aim of the invention is to eliminate the unfavorable phenomenon - vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft.

Техническим результатом является снижение энергетических затрат при устранении колебаний скачка уплотнения на трансзвуковом режиме полета за счет минимальной интенсивности выдува, возможной при определенном расположении сопла для выдува.The technical result is to reduce energy costs when eliminating shock wave oscillations in the transonic flight mode due to the minimum blowing intensity possible with a certain location of the blowing nozzle.

При этом режимы колебаний могут быть определены экспериментально. А критерием устранения может служить уменьшение амплитуды колебаний коэффициента подъемной силы до пределов точности, с которыми определяется эта величина.In this case, the oscillation modes can be determined experimentally. And the elimination criterion can be a decrease in the amplitude of fluctuations in the lift coefficient to the limits of accuracy with which this value is determined.

Технический результат достигается заявляемым способом устранения колебаний скачка уплотнения на крыле гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета, включающим выдув струи воздуха тангенциально к верхней поверхности крыла, при этом выдув производят в область отрыва за скачком уплотнения на расстоянии 8% длины хорды от положения скачка уплотнения из щелевого сопла, с минимально потребным для устранения колебаний скачка уплотнения коэффициентом импульса струи, составляющим 0,0005.The technical result is achieved by the claimed method of eliminating vibrations of the shock wave on the wing of a civil aircraft at transonic flight speeds, including blowing an air jet tangentially to the upper surface of the wing, while blowing is carried out into the separation area behind the shock wave at a distance of 8% of the chord length from the position of the shock wave from the slot nozzles, with the minimum jet impulse coefficient required to eliminate shock wave oscillations, which is 0.0005.

Описание чертежей.Description of drawings.

На фиг. 1 представлена схема выдува тангенциальной струи воздуха в область отрыва вниз по потоку от скачка уплотнения.In FIG. 1 shows a diagram of blowing a tangential air jet into the region of separation downstream from the shock wave.

На фиг. 2 представлена схема модели крыла (а) и камеры внутри модели (схематично, не в масштабе) с соплом для выдува тангенциальной струи воздуха (б).In FIG. 2 shows a diagram of a wing model (a) and a chamber inside the model (schematically, not to scale) with a nozzle for blowing a tangential air jet (b).

На фиг. 3 показано распределение коэффициента давления по профилю крыла для гладкого профиля и профиля с выдувом.In FIG. 3 shows the distribution of the pressure coefficient along the wing profile for a smooth airfoil and a blown airfoil.

На фиг. 4 показана зависимость коэффициента подъемной силы от времени для гладкого профиля и профиля с выдувом при внесении профиля в однородный набегающий поток.In FIG. Figure 4 shows the dependence of the lift force coefficient on time for a smooth profile and a blown profile when the profile is introduced into a uniform oncoming flow.

На фиг. 5 показано распределение СКО (среднеквадратического отклонения) коэффициента давления по профилю крыла для гладкого профиля и профиля с выдувом.In FIG. 5 shows the distribution of the RMS (root mean square deviation) of the pressure coefficient along the wing profile for a smooth airfoil and a airfoil with blowing.

Позициями на чертеже обозначены:The positions in the drawing indicate:

1 - скачок уплотнения;1 - shock wave;

2 - щелевое сопло;2 - slotted nozzle;

3 - выдуваемая струя;3 - blown jet;

4 - область отрыва;4 - separation area;

5 - камера внутри крыла.5 - chamber inside the wing.

Наиболее предпочтительным способом устранения колебаний является способ с возможностью выключения выдува на нерасчетных режимах и минимальным расходом энергии. Заявляемый способ устраняет колебания скачка уплотнения, при этом, за счет высоты сопла, практически не вносит малые возмущения в поток на нерасчетных режимах и предполагает экономичные затраты на выдув.The most preferred way to eliminate oscillations is a method with the ability to turn off blowing in off-design modes and with minimal energy consumption. The proposed method eliminates shock wave oscillations, while, due to the height of the nozzle, it practically does not introduce small perturbations into the flow in off-design modes and assumes economical blowing costs.

Для этого на профиле ЦАГИ П-184-15СР, на верхней поверхности, на расстоянии 8% хорды вниз по потоку от среднего положения скачка уплотнения 1 в область отрыва 4 за скачком (положение скачка предварительно рассчитывается для режима начала колебаний) было установлено щелевое сопло 2 в виде ступеньки, высотой h=0.075% хорды профиля крыла (Фиг. 1, 2). При выдуве из указанного сопла 2 струи 3 с коэффициентом импульса порядка C_μ=0,0005, течение практически не перестраивается, а колебания устраняются с помощью струи с интенсивностью на порядок меньше, чем в других активных способах управления, предложенных ранее, что повышает экономичность метода (Фиг. 3-5).To do this, on the profile of TsAGI P-184-15SR, on the upper surface, at a distance of 8% of the chord downstream from the average position of the shock wave 1 to the separation area 4 behind the shock (the shock position is preliminarily calculated for the oscillation start mode), a slotted nozzle 2 was installed in the form of a step, height h=0.075% of the chord of the wing profile (Fig. 1, 2). When jet 3 is blown out of said nozzle 2 with an impulse coefficient of the order of C _μ =0.0005, the flow is practically not rebuilt, and oscillations are eliminated using a jet with an intensity an order of magnitude less than in other active control methods proposed earlier, which increases the efficiency of the method (Fig. 3-5).

Интенсивность выдува или коэффициент импульса струи определяется по формуле:The blowing intensity or jet momentum coefficient is determined by the formula:

где

- массовый расход через сопло, V_j - осредненная по соплу скорость струи, ρ_∞ и V_∞ - плотность и скорость набегающего потока, соответственно, S - характерная площадь крыла.Where

is the mass flow rate through the nozzle, V _j is the jet velocity averaged over the nozzle, ρ _∞ and V _∞ are the density and velocity of the oncoming flow, respectively, S is the characteristic wing area.

Параметры выдува, наиболее эффективно воздействующие на течение, были получены в результате исследований с помощью метода адаптивной однокритериальной оптимизации и численных расчетов в рамках уравнений Рейнольдса в нестационарной постановке на базе верифицированного и валидированного численного метода.The blowing parameters that most effectively affect the flow were obtained as a result of studies using the adaptive single-criteria optimization method and numerical calculations in the framework of the Reynolds equations in a non-stationary formulation based on a verified and validated numerical method.

При анализе результатов нахождения минимальной интенсивности выдува, достаточной для подавления колебаний течения, выяснилось, что при выдуве струи 3, в области отрыва 4, вниз по потоку за скачком уплотнения на указанном расстоянии от положения скачка уплотнения, происходит разрушение связи между скачком и задней кромкой профиля, что привело к устранению колебаний скачка уплотнения. Оказалось, что для этого достаточно выдуть струю 3 за скачком уплотнения на порядок меньшей интенсивности, чем в способах, предлагаемых ранее, а именно - 0,0005. Таким образом запускается механизм устранения колебаний скачка уплотнения отличный от механизмов устранения колебаний скачка уплотнения в предыдущих способах (область отрыва уменьшалась, скачок смещался вниз по потоку, аэродинамические характеристики сильно изменялись, колебания прекращались, но для этого выдувались струи с интенсивностями C_μ=0,005-0,01). При этом, в предлагаемом способе базовое течение практически не изменяется: влияние оказывается только на нестационарную составляющую течения - на колебания потока. Происходит точечное влияние на устранение неблагоприятного явления с минимальными для этого энергетическими затратами, что положительно сказывается на эффективности указанного способа.When analyzing the results of finding the minimum blowing intensity sufficient to suppress flow fluctuations, it turned out that when blowing jet 3, in separation region 4, downstream behind the shock wave at a specified distance from the position of the shock wave, the connection between the shock wave and the trailing edge of the airfoil is destroyed , which led to the elimination of shock wave oscillations. It turned out that for this it is enough to blow jet 3 behind the shock wave by an order of magnitude lower than in the methods proposed earlier, namely, 0.0005. Thus, the mechanism for eliminating shock oscillations is launched, which is different from the mechanisms for eliminating shock oscillations in the previous methods (the separation area decreased, the shock shifted downstream, the aerodynamic characteristics changed greatly, the oscillations stopped, but for this, jets were blown with intensities C _μ = 0.005-0 ,01). At the same time, in the proposed method, the basic flow practically does not change: the effect is only on the unsteady component of the flow - on flow fluctuations. There is a point impact on the elimination of adverse events with minimal energy costs, which has a positive effect on the effectiveness of this method.

Изобретение осуществляется при известном или предварительно определенном положении скачка уплотнения на обтекаемой поверхности в области взаимодействия с пограничным слоем, так как положение выдува струи определяется относительно среднего положения скачка уплотнения на профиле на режиме начала колебаний скачка уплотнения. Для определения положения скачка уплотнения проводятся как ряд численных расчетов, так и ряд экспериментальных исследований на модели прямого крыла.The invention is carried out at a known or predetermined position of the shock wave on the streamlined surface in the region of interaction with the boundary layer, since the position of the jet blowing is determined relative to the average position of the shock wave on the airfoil in the mode of the start of shock oscillations. To determine the position of the shock wave, both a number of numerical calculations and a number of experimental studies on a straight wing model are carried out.

Для этого в трансзвуковой аэродинамической трубе на модели прямого крыла, расположенного от одной боковой стенки трубы до другой, для диапазона чисел Маха, близкого к крейсерскому полету, определяются углы атаки, при которых реализуются колебания скачка уплотнения.To do this, in a transonic wind tunnel, on a model of a straight wing located from one side wall of the pipe to another, for a range of Mach numbers close to cruising flight, the angles of attack are determined at which shock oscillations are realized.

В ходе эксперимента проводятся измерения распределения статического давления по поверхности модели, например, с помощью дренажа, и измерения пульсаций давления на верхней поверхности модели.During the experiment, measurements of the distribution of static pressure over the surface of the model, for example, using drainage, and measurements of pressure fluctuations on the upper surface of the model are carried out.

Начало колебаний скачка уплотнения будет определяться по пульсациям давления. Затем, для найденных режимов полета, с помощью распределений давления по сечению прямого крыла, определяются средние положения скачка уплотнения и относительно них определяется положение сопла для выдува.The beginning of the shock wave oscillations will be determined by the pressure fluctuations. Then, for the found flight regimes, using the pressure distributions over the cross section of the straight wing, the average positions of the shock wave are determined and, relative to them, the position of the blowing nozzle is determined.

Далее проводятся испытания с выдувом тангенциальной струи из положения сопла, предварительно определенного в эксперименте.Next, tests are carried out with the blowing of a tangential jet from the position of the nozzle, previously determined in the experiment.

В эксперименте сжатый воздух подводится к модели и поступает через внутренний канал и внутреннюю камеру 5 к щелевому соплу для выдува 2.In the experiment, compressed air is supplied to the model and flows through the internal channel and internal chamber 5 to the slotted blowing nozzle 2.

Выдув обеспечивается, например, с помощью компрессора, а заданная интенсивность регулируется с помощью обеспечения различного полного давления в струе. Погрешность, с которой определяется интенсивность, составляет не более 2%.Blowing is provided, for example, by means of a compressor, and the desired intensity is controlled by providing a different total pressure in the jet. The error with which the intensity is determined is no more than 2%.

Скорость струи и массовый расход воздуха через сопло определяются по показаниям приемников полного давления и датчика температуры, установленных в полости модели 5. Для определения скорости используется формула:The jet velocity and the mass flow rate of air through the nozzle are determined from the readings of the total pressure receivers and the temperature sensor installed in the cavity of model 5. The formula is used to determine the velocity:

где P_mod и T_mod - значения полного давления и температуры воздуха внутри полости модели 5, соответственно, a P_jst - аппроксимация значения статического давления на поверхности профиля в месте выдува струи. Массовый расход через сопло определяется по формуле:where P _mod and T _mod are the values of the total pressure and temperature of the air inside the cavity of model 5, respectively, and P _jst is an approximation of the static pressure value on the profile surface at the point of jet blowing. Mass flow through the nozzle is determined by the formula:

где ƒ - площадь среза щелевого сопла.where ƒ is the cut area of the slotted nozzle.

Далее для определения интенсивности струи используется формула (1).Further, formula (1) is used to determine the jet intensity.

Практически, на самолете тангенциальный выдув такого типа можно реализовать с помощью отвода воздуха от двигателя через трубопроводы в полость специальной камеры 5 внутри крыла (Петров А.В. Аэродинамика транспортных самолетов короткого взлета и посадки с энергетическими системами увеличения подъемной силы. - М.: Инновационное машиностроение, 2018. - 736 с.), что обеспечивает равномерный выдув струи воздуха 3 из сопла 2 (см. фиг. 2). Другим вариантом реализации является локальный подвод воздуха с помощью специального дополнительного компрессора.In practice, on an aircraft, this type of tangential blowing can be implemented by removing air from the engine through pipelines into the cavity of a special chamber 5 inside the wing (Petrov A.V. Aerodynamics of short takeoff and landing transport aircraft with power systems for increasing lift. - M .: Innovative mechanical engineering, 2018. - 736 p.), which ensures uniform blowing of the air jet 3 from the nozzle 2 (see Fig. 2). Another implementation option is a local air supply using a special additional compressor.

Щелевое сопло представляет собой небольшую ступеньку на верхней поверхности модели. Контур нижней части щелевого сопла на верхней поверхности крыла гладко сопрягается с крылом на расстоянии порядка нескольких десятков высот сопла (см. фиг. 2 б). По размаху крыла внутри сопла с шагом 200÷300 высот сопла h устанавливаются специальные перемычки для обеспечения жесткости его конструкции (на фиг. не показаны).The slot nozzle is a small step on the top surface of the model. The contour of the lower part of the slotted nozzle on the upper surface of the wing smoothly mates with the wing at a distance of about several tens of nozzle heights (see Fig. 2b). Along the wing span, inside the nozzle with a step of 200÷300 nozzle height h, special jumpers are installed to ensure the rigidity of its design (not shown in the figure).

Стоит отметить, что полученный механизм устранения колебаний скачка уплотнения является неожиданным эффектом, который дает возможность устранить такое нежелательное явление как бафтинг, с наименьшими энергетическими затратами и максимальным положительным эффектом от применения заявляемого способа. К тому же, рассматриваемая система подавления колебаний скачка уплотнения может включаться только при необходимости на нерасчетных режимах полета и может не работать при нормальном безотрывном крейсерском полете. Это приводит к дополнительной экономии ресурсов при использовании такого типа управления течением.It should be noted that the obtained mechanism for eliminating shock oscillations is an unexpected effect that makes it possible to eliminate such an undesirable phenomenon as buffeting, with the lowest energy costs and the maximum positive effect from the application of the proposed method. In addition, the shock wave suppression system under consideration can only be activated when necessary in off-design flight modes and may not work during normal non-separated cruising flight. This results in additional resource savings when using this type of flow control.

Claims

A method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing of a civil aircraft at transonic flight speeds, including blowing an air jet tangentially to the upper surface of the wing, characterized in that the blowing is carried out in the area of separation behind the shock wave at a distance of 8% of the chord length from the position of the shock wave from a slotted nozzle, with the minimum jet impulse coefficient required to eliminate shock wave oscillations, which is 0.0005.