Суперкритический профиль крыла – Сверхкритический профиль — это… Что такое Сверхкритический профиль?

Сверхкритический профиль — это… Что такое Сверхкритический профиль?



Сверхкритический профиль

Сверхкритический профиль

суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими значениями М*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М* явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению создаваемой этой поветью доли подъёмной силы, и для компенсации такого уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности , которая является характерной особенностью С. п.
Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей «подрезкой» нижней. Одним из путей сохранения подъёмной силы на таких профилях является плавный небольшой отгиб вниз хвостового участка крыла, что, однако, может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях Рейнольдса чисел. В 80-е гг. С. п. находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение М* на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями, используемыми, например, на самолётах Ту-104, Ту-134, Ил-62. Другим направлением использования С. п. является увеличение их толщины (на 2—5%) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15(°)) при сохранении значения М*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.

Использование С. п. — одно из основных направлений развития аэродинамики дозвуковых самолётов.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

• Сверхзвуковой пассажирский самолёт
• Светотехническое оборудование

Смотреть что такое «Сверхкритический профиль» в других словарях:

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• ПРОФИЛЬ — аэродинамический контур сечения аэродинамической поверхности нек рой плоскостью. Напр., крыло ЛА может иметь вогнуто выпуклый, плоско выпуклый, двояковыпуклый (симметричный и несимметричный), ромбовидный и т. п. П. в плоскости, параллельной… …   Большой энциклопедический политехнический словарь

• Суперкритический профиль — см. Сверхкритический профиль. Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 …   Энциклопедия техники

• суперкритический профиль — суперкритический профиль — то же, что сверхкритический профиль …   Энциклопедия «Авиация»

• суперкритический профиль — суперкритический профиль — то же, что сверхкритический профиль …   Энциклопедия «Авиация»

• Профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоско параллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой жидкости (газа).… …   Энциклопедия техники

• профиля теория — профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоскопараллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой… …   Энциклопедия «Авиация»

dic.academic.ru

Аэродинамика сверхкритических крыловых профилей | Авиация

На самолетах малых дозвуковых скоростей использовались профили с достаточно большими местными возмущениями на верхней поверхности и, соответственно, с небольшими значениями критического числа Маха(М кр.).

Активный поиск путей повышения крейсерской скорости полета

без увеличения сопротивления самолета привел к необходимости изыскать способы дальнейшего повышения величины М кр. по сравнению с классическими скоростными профилями. Таким способом повышения М кр. оказалось дальнейшее понижение возмущений, вносимых в поток верхней поверхностью, за счет уменьшения ее кривизны. Это послужило научной основой создания первого поколения новых профилей, называемых в дальнейшем сверхкритическими профилями.

При малой искривленности верхней поверхности сверх­критического профиля уменьшается доля создаваемой ею подъемной силы. Для компенсации этого производится “подрезка”хвостового участка нижней поверхности (рисЛ.9), что является характерной особенностью сверхкритических профилей.

Количественно особенности обтекания сверхкритического профиля по сравнению с обтеканием скоростного профиля отражены на рис.1.9. На примере тонких профилей [с—9%) видно, как при докритическом обтекании (М=0,6) уменьшение искривленности верхней поверхности сверхкритического профиля приводит к заметному снижению возмущений (разрежений) на значительной ее части. На нижней поверхности сверхкритического профиля за счет большей ее искривленности по сравнению с обычным профилем эпюра давлений имеет ярко выраженный неравномерный характер с более высоким уровнем скоростей в средней части и значительно более низким их уровнем в области “подрезки”. Именно за счет большей загрузки хвостового участка нижней поверхности сверхкритического профиля (повышение давления) происходит компенсация подъемной силы, теряемой на средней части верхней поверхности (“эффект закрылка”).

Низкий уровень скоростей на верхней поверхности сверхкритического профиля приводит при околозвуковом обтекании к появлению местной сверхзвуковой зоны с меньшим ускорением потока, более задним расположением замыкающего скачка уплотнения и ослабленным отрывом из-под скачка по сравнению с обычным профилем (например, М=0,85, Су=0(55, рис.1.10). Об этом же свидетельствуют и оптические снимки околозвукового обтекания этих профилей на данном режиме (рисЛ. 11). На них отчетливо видно ослабление интенсивности скачка уплотнения и вызванного им отрыва пограничного слоя. В итоге на сверхкритическом профиле можно реализовать дальнейшее продвижение по скорости полета, т. е. увеличить значение Міф. при заданной максимальной относительной толщине.

об Ы Ч11Ы Й 11 рофи ль___

С верхкри [ и чески П профи. 1Ь —

Рис Л.9. Чертежи обычного и сверхкритического профиля с—9% И распределение давления вдоль хорды при числе М = 0,6 и значении Су=0,3

Рис Л.10. Распределение давления по верхней поверхности для обычного и сверхкритического профиля при числе М = 0,85 и значении Су=0,55

Другим направлением использования сверхкритических профилей, получившим широкое распространение в практике современного и перспективного самолетостроения, является возможность повышения относительной толщины профиля крыла при сохранении величины М*р.

Сверхкритические профили по сравнению с обычными скоростными профилями ПОЗВОЛЯЮТ ПОВЫСИТЬ величину Мкр. примерно на 0,05-г0,12 или повысить максимальную относительную толщину на 2^-5%хорды. Применение утолщенных профилей позволяет увеличить удлинение крыла на А Л = 2,5-г-3,0 или уменьшить стреловидность крыла примерно на 5° — г — 10°при сохранении значения

ML.

Использование сверх критических профилей в компоновке стреловидных крыльев является одним из основных направлений совершенствования аэродинамики пассажирских и транспортных самолетов. Большой вклад в разработку принципов проектирования и создание сверхкритических профилей в ЦАГИ внесен профессором Я. М. Серебрийским.

С =9% Су = 0.55 . М= 0,85 обычный профиль

сверхкритический профиль Рис.1.11. Оптические снимки обтекания обычного и сверхкритического профиля S =9% при числе М = 0,85 и значении Су=0,55 Принципы проектирования сверхкритических профилей. Первым этапом разработки новых скоростных профилей (рис.1.12) явилось.

создание сверхкритических профилей со слабым ускорением потока в местной сверхзвуковой зоне и пониженной, по сравнению с обычными скоростными профилями, интенсивностью замыкающего скачка, которая определяется величиной числа М перед скачком уплотнения, (рисЛЛЗ).Эти профили в дальнейщем получили название сверхкритических профилей первого поколения.

Рис Л Л 2, Чертежи и формы симметричной части и средней линии обычного и сверхкритических профилей I и II поколения

Интенсивное продвижение пассажирской и транспортной авиации в область больших дозвуковых скоростей стимулировало совершенствование сверхкритических профилей. Результатом активного поиска путей дальнейшего повышения М Кр явилось создание второго поколения сверхкритических крыловых профилей с частичным изэнтропическим сжатием потока в местной сверхзвуковой зоне, приводящим к заметному ослаблению интенсивности замыкающего скачка уплотнения. Особенностью таких профилей является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей величиной подрезки хвостового участка нижней поверхности по сравнению со сверхкритическими профилями первого поколения

В связи с этим средняя линия сверхкритических профилей второго поколения имеет характерный S-образный вид. Одним из возможных путей сохранения подъемной силы на этих профилях является также плавный отгиб вниз хвостового участка, что может привести к отрыву пограничного слоя и требует контрольных исследований, в частности при больших значениях чисел Рейнольдса.

Рис Л.13. Изменение коэффициента профильного сопротивления по числам М и распределение давлений по верхней поверхности при числе М~Мкр по обычному и сверхкритическим профилям I и И поколения равной максимальной относительной толщины £ = 12% при значении Су=0,5

На рис. 1.13 на примере профилей с максимальной относительной толщиной £=12%при крейсерском значении Су=0,5 наглядно видно затягивание по скорости момента резкого увеличения сопротивления (характеризуемого величиной М*р) по мере перехода от обычного профиля к сверхкритическим профилям первого и второго поколений. Это происходит по следующим причинам.

При переходе от обычного к сверхкритическому профилю первого поколения имеет место увеличение значения Мкр (А Мкр^0,07) за счет резкого уменьшения темпа ускорения потока в местной сверхзвуковой зоне в сочетании с существенным увеличением ее протяженности вдоль хорды(лХ М1^1~0,32“г0,55). Здесь число Ml-местное число м на поверхности профиля. Переход от сверхкритического профиля первого поколения к профилю второго поколения способствует дальнейшему продвижению по скорости на
величину Л Мкр~0,03. Это обусловлено частичным изэнтропическим сжатием потока в местной сверхзвуковой зоне, приводящим к ослаблению интенсивности скачка уплотнения в сочетании с дальнейшим увеличением протяженности местной сверхзвуковой зоны(Л хм, s і =0,67). О возможности реализации эффекта частичного изэнтропического сжатия потока в местной сверхзвуковой зоне на уплощенной поверхности профиля впервые было указано в работе [1]. Уменьшение интенсивности скачков уплотнения при околозвуковом обтекании сверхкритических профилей сопровождается снижением волнового сопротивления, оценить которое можно на основе работ [2], [3].

Столь существенные отличия в аэродинамике обычных и сверхкритических профилей требуют особых подходов к проектированию последних. Как известно, обычно скоростные профили проектируют ИСХОДЯ ИЗ формы ИХ симметричной части У сим. и средней линии Уср. л, которые являются, как правило, выпуклыми кривыми (рис. 1.12). Построение серии таких профилей (т. е.группы профилей, образованных на основе одного или нескольких базовых профилей и объединенных некоторой общей закономерностью) происходит следующими способами: 1) изменением ординат верхней и нижней поверхности пропорционально с; 2) изменением симметричной части профиля пропорционально с при сохранении средней линии базового профиля; 3) изменением величины максимальной вогнутости (/max) с сохранением формы средней линии при неизменных относительной толщине и симметричной части базового профиля.

Принцип проектирования сверхкритического профиля заданной максимальной относительной толщины для заданного значения коэффициента подъемной силы заключается в следующем. Если имеется обычный скоростной профиль с высоким значением М*Р, то для реализации эффекта сверхкритичности (дальнейшее продвижение по скорости без увеличения сопротивления) необходимо понизить кривизну его верхней поверхности, соответственно увеличить кривизну нижней поверхности для сохранения максимальной относительной толщины и осуществить“подрезку”ее хвостового участка для компенсации потери подъемной силы вследствие снижения вогнутости профиля (рис. 1.14, обычный и сверхкритический профили I поколения). Такая трансформация обычного профиля в сверхкритический профиль I поколения сопровождается значительным выигрышем в величине М? р (например, при =0.5 А М? р~ 0.03).

Рис. 1.14. формы, распределение кривизн вдоль хорды и изменение величины М*’ по Су для обычного и сверхкритических профилей I и II поколения равной максимальной относительной толщины?=9% Дальнейшее совершенствование сверхкритических профилей осуществляется путем уплощения верхней поверхности (значительное уменьшение ее кривизны) в сочетании с плавным отгибом вниз ее хвостового участка и с увеличением “подрезки” хвостовой части нижней поверхности (рис. 1.14, сверхкритический профиль II поколения). Подобная деформация геометрии приводит также к дополнительному существенному выигрышу В величине Міф.. Так, например, при Су =0,5 А Міф~0,025 при переходе от сверхкритического профиля I поколения к сверхкритическому профи-

ЛЮ II поколения. Общий выигрыш В величине Міф для рассматриваемых профилей с максимальной относительной толщиной с—9% при переходе от обычного профиля к сверхкритическому профилю II поколения при крейсерском значении Су=0.5 составляет ДМ£*0,055.

Поскольку геометрия сверхкритических профилей, особенно форма их нижней поверхности и средней линии (рис. 1.12, 1.14), существенно отличается от геометрии обычных скоростных профилей, должны быть различными и способы построения серии таких профилей.

Принцип построения серии сверхкритических профилей основан на различных темпах возрастания ординат верхней и нижней поверхностей с увеличением максимальной относительной толщины профиля с. При этом искривленность верхней поверхности, характеризуемая максимальной ее ординатой, Увтах, практически не изменяется или темп увеличения ее с ростом максимальной относительной толщины с значительно меньше по сравнению с нижней поверхностью. Первый Путь(Ув и в шах, ~ СОПБ^МОЖеТ быть рекомендован при сравнительно небольшом изменении величины с сверхкритического профиля, ЛЄ~±(1-г1,5%).

При построении серии сверхкритических профилей от исходного базового профиля в широком диапазоне максимальных относительных толщин предпочтителен второй путь, когда коэффициент пропорциональности [kB) при максимальной ординате верхней поверхности (Увшах? —• Умпахбаз.) заметно ОТЛИЧаеТСЯ ОТ соответствующего коэффициента нижней (£и) поверхности (Унтах С = ки• Унтах «аз), В ТО Время как у ОбыЧНЫХ Профилей — При пропорциональном с изменении ординат верхней и нижней поверхности они равны (kB—kH). Иллюстрацией этому являются зависимости kB, n{c) построенные для разработанной в ЦАГИ одной из серий сверхкритических профилей П~185 (рис.1.15), использованной в компоновке крыла транспортного самолета Ан-124 “Руслан”.При базовом профиле с—12% темп нарастания ординат нижней поверхности {dkjdc) более чем втрое выше, чем для верхней поверхности (d£B/dc). >

У обычных профилей в рассматриваемом случае темп нарастания

ординат верхней и нижней поверхностей выше, чем для верхней поверхности сверхкритических профилей и меньше, чем для их нижней поверхности (рис.1.15). Таким образом, при построении серии сверхкритических профилей увеличение толщины происходит в большей степени за счет нижней поверхности, что наглядно видно на рис.1.15 (с=9% и 15%).

Рис.1.15. Законы построения серии по с для обычного и сверхкрйтических профилей В ЦАГИ разработан ряд серий сверхкритических профилей, удовлетворяющих различным аэродинамическим требованиям. Одним из таких важных требований является высокое значение Міф на крейсерском режиме. На рис.1.16 приведены зависимости Мкр(£)при значении Су=0,5 для большого количества сверхкритических профилей первого и второго поколения в сопоставлении с соответствующими зависимостями для обычных скоростных профилей, использованных в компоновках крыльев известных пассажирских самолетов (Ту-134, Ту_154М» Ил-62М и др.). Виден, во-первых, существенно более высокий уровень Міф у сверхкритических профилей по сравнению с обычными скоростными профилями. Так, например, при с=12% среднее значение М*р~

0,7 у обычного профиля, М*р^0,76 у сверхкритического профиля I поколения и М*р~0,8 у сверхкритического профиля И поколения.

Во-вторых, темп снижения значений М*р с увеличением максимальной относительной толщины у сверхкритических профилей значительно ниже по сравнению с обычными профилями. Это обусловлено тем обстоятельством, что у сверхкритических профилей увеличение относительной толщины происходит в большей степени за счет нижней поверхности, что снижает возмущения, вносимые в поток верхней поверхностью. Этим объясняется больший выигрыш в

Рис. 1.16. Изменение числа Мкр по с для обычных и сверхкритических профилей I и И поколения при значении Су=0,5.

величине Мкр с увеличением максимальной относительной толщины профиля. Данный график иллюстрирует также возможность существенного увеличения максимальной относительной толщины без снижения значения М*Р при использовании сверхкритических профилей, что находит широкое применение при аэродинамическом проектировании крыльев.

Методы расчета аэродинамических характеристик сверхкритических профилей. Развитие численных методов расчета околозвукового обтекания профилей и разработка соответствующих программ расчета оказали большое влияние на проектирование сверхкритических профилей. Эти методы начали широко использоваться в ЦАГИ с 70-х годов [4], вначале без учета влияния вязкости, а затем и с учетом ее влияния. Учет влияния вязкости является необходимым элементом, поскольку, с одной стороны, вязкость оказывает существенное влияние на аэродинамические характеристики профилей, особенно при околозвуковом обтекании, а с другой стороны, сверхкритические профили отличаются повышенными неблагоприятными градиентами давления в хвостовой части как на верхней, так и на нижней поверхностях, что усиливает влияние вязкости для этих профилей. Весьма эффективной моделью, описывающей обтекание профиля при больших числах Рейнольдса, является модель пограничного слоя, предложенная Прандтлем. При этом область течения разбивается на две области: внешнюю область невязкого течения (которое с хорошей точностью можно считать потенциальным при не слишком интенсивных скачках уплотнения) и область вязкого течения вблизи поверхности обтекаемого профиля и в следе за ним (пограничный слой). Сращивание решений в этих двух областях осуществляется путем “наращивания” толщины вытеснения пограничного слоя по нормали к контуру обтекаемого профиля и осевой линии следа и последующего расчета обтекания полученного полубесконечного тела потоком невязкого газа. Данный прием повторяется итерационно до получения необходимой точности.

Разработанные в ЦАГИ на базе данной методики вычислительные программы позволяют рассчитать обтекание
профилей при до — и околозвуковых скоростях, т. е. получить распределение давления и другие распределенные по поверхности профиля характеристики, а также определить суммарные аэродинамические характеристики (коэффициенты подъемной силы, включая Сушах [5],, продольного момента, сопротивления и различных его составляющих). При этом положение перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентный может быть либо задано на основании экспериментальных данных, либо получено в расчетах с учетом начальной степени турбулентности набегающего потока и шероховатости обтекаемой поверхности.

На рис. 1.17 в качестве примера приведено сравнение расчетного и экспериментального распределений давления для сверхкритического профиля первого поколения(с=12%). На рис. 1.18 дано сравнение расчетных и экспериментальных поляр для двух чисел Маха. Приведенные результаты свидетельствуют о хорошем согласовании расчета и эксперимента.

0,75, Су=0,542, Re=4e106)

Современные расчетные методы позволяют эффективно и достаточно надежно проводить сравнительный анализ характеристик различных профилей. Иллюстрацией тому является рис Л. 19, где приведено сравнение зависимостей коэффициента сопротивления от

числа М, полученных расчетным и экспериментальным путем, для двух сверхкритических профилей. Видно, что расчетные зависимости правильно отражают результаты эксперимента по продвижению по числам М и взаимному расположению кривых.

Рис Л. 19. Сравнение коэффициента профильного сопротивления по числам М для сверхкритических профилей I и П поколения (расчет, эксперимент, Су= 0,5, Re=4 • 106)

Численные методы могут быть использованы не только ДЛЯ — оценки характеристик профилей заданной формы, но и для построения новых форм профилей с теми или иными требуемыми аэродинамичекими характеристиками. Для этого, в частности, может быть использовано решение обратной задачи обтекания профиля. Обратная задача заключается в определении формы профиля, при обтекании которого реализуется заданное распределение давления. Это заданное распределение давления может быть выбрано исходя из следующих соображений: ослабления скачков уплотнения, обеспечения эпюры давления требуемого типа (‘‘полочная”, “треугольная»), ослабления неблагоприятных градиентов давления в диффузорной части профиля и др. Пример приведен на рис. 1.20,.где показаны результаты проектирования профиля с полочной эпюрой давления с помощью решения обратной задачи. В качестве исходного контура был взят контур, распределение давления для которого существенно отличается от требуемого.

Широкое использование современных численных методов расчета для проектирования профилей свидетельствует об их высокой эффективности при решении задач практической аэродинамики.

Аэродинамические характеристики сверхкритических профилей. Существенные отличия в геометрии сверхкритических

и обычных профилей приводят к значительным отличиям в их аэродинамических характеристиках [6]. Ниже приведен анализ этих характеристик на примере тонких профилей (с=9%, рис.1.9).

м=ом у характеристик Су(а), рис. 1.21.,

сверхкритического профиля существенно выше, чем у обычного профиля (рис. 1.22). Так, например, при числе М — 0,8 величина Судоп — 0,44 у обычного профиля и С^Доп = 0,90 у сверхкритического профиля.

С точки зрения моментных характеристик величина производ­ной ш Cz (по модулю) у сверхкритического профиля несколько выше по сравнению с обычным профилем (рис. 1.23). Наряду с этим вследствие более высокого значения СуЮ п, нелинейность в моментных характеристиках сверх — критического профиля происходит при больших, по сравнению с обычным профилем, значениях 0,(рис. 1.21.).

Особенностью сверхкритического профиля являются несколько большие отрицательные значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе {Шго, рис. 1.21), что обусловлено повышенной аэродинамической нагрузкой в хвостовой части профиля. В то же время вследствие возникновения развитой местной сверхзвуковой зоны на искривленной нижней поверхности у сверхкритического профиля (при Су— 0), в отличие от обычного, величина mzo слабо изменяется в широком диапазоне чисел М (например М = 0,6 ^»0,84, рис. 1.23).

Наиболее ярко преимущество сверхкритического профиля по сравнению с обычным скоростным профилем равной максимальной относительной толщины проявляется в продвижении по скорости, т. е. в величине М& На рис. 1.24 на примере тонких профилей (с = 9%) наглядно виден существенный выигрыш в величине Mi у сверхкритических профилей в крейсерском диапазоне значений С у=

Рис.1.22. Изменение допустимого значения коэффициента подъемной силы (Судоп) по числам М для обычного й сверх критического профиля.

0,4 ^0,6. Так, например, при Су=0,5 величина Міф = 0,785 у обычного профиля и Міф=0,84 У сверхкритического профиля. Отметим качественное отличие зависимостей Міф (Су) у обычного и сверхкритического профилей. Наличие максимума в последнем случае является следствием возникновения волнового кризиса у сверхкритического профиля вначале на нижней (при малых значениях Су), а затем на верхней поверхности (при больших значениях Су). У обычного профиля, как известно, волновой кризис при положительных значениях Су всегда начинает развиваться на верхней поверхности и усиливается с ростом значений Су (снижение Міф).

Выигрыш в величине Міф у сверхкритического профиля сопровождается значительным приращением аэродинамического качества в околозвуковом диапазоне скоростей по сравнению с обычным профилем (рис. 1.25). Некоторое снижение аэродинамического качества у сверхкритического профиля по сравнению с обычным при малых дозвуковых скоростях (например, при М < 0,7, рис Л.25) обусловлено как более высоким значением

ОБЫЧНЫЙ ПРОФИЛЬ

Рис.1.23 Изменение производной wizCy и величины yytzo по числам М для обычного и сверхкритического профиля

сопротивления давления (сопротивления формы) вследствие неравномерности распределения давления на нижней поверхности, так и повышенными неблагоприятными градиентами давления в хвостовой части на верхней поверхности.

Следует отметить, что при несомненном преимуществе сверх­критических профилей по сравнению с обычными некоторыми недостатками их являются повышенное значение шго и тонкая хвостовая часть.

Рис. 1.24. Изменение величины М*р по Су для обычного и сверхкритического профиля *

Влияние масштабкого эффекта на аэродинамику сверхкритических профилей. Наличие развитой местной сверхзвуковой зоны со скачками уплотнения и вызванного ими отрыва пограничного слоя на режиме М*р [7], а также повышенная аэродинамическая нагрузка на хвостовую часть и неблагоприятный градиент давления на верхней поверхности в этой области, свойственные сверхкритическим профилям, приводит к большему, по сравнению с обычными профилями, влиянию числа Рейнольдса на их распределенные и суммарные аэродинамические характеристики.

На рис Л.26 приведены зависимости числа Метр (Су), при котором возникает отрыв пограничного слоя на сверхкритическом профиле первого поколения с— 12% при умеренных (Re ~5.106)и больших (Re = 10 * 10 6 «Ь 28*10 6)числах Рейнольдса. Следует отметить, что на данном профиле при умеренных (“трубных”, характерных для испытаний в промышленных аэродинамических трубах) числах Re~5* 106 имеет место три типа отрывного обтекания (диффузорный, диффузорно-волновой и волновой отрывы, три нижних кривых), последовательно переходящие друг в друга при фиксированном значении Су по мере увеличения числа М. При больших числах Re—10* 10 ^28*10 , приближенных к натурны’м, во всем исследованном диапазоне Су у данного профиля имеет место лишь волновой отрыв.

Рис.1.25. Изменение аэродинамического качества по числам М для обычного и сверхкритического профиля при значении Су = 0,5 Увеличение числа Рейнольдса в крейсерском диапазоне значений С у—0,4^» 0,6 (рис. 1.27) приводит к существенному повышению величины м отр. Так, например, при Су 0,5 и числах Re^4j 9*10 — г27,4*106 величина М отр^О, 73 — г 0, 79. Увеличение числа Рейнольдса при фиксированном числе М набегающего потока существенно повышает величину СУ0Тр., соответствующую Судоп. (рис. 1.28). Так, например, при числе М — 0,76 увеличение числа Re от 4,9’10 до 25,8* 10 затягивает момент возникновения отрывного обтекания на величину ДСУОтр—0,43. По мере увеличения числа М выигрыш в значении. Суотр уменьшается (рис. 1.28.)

Рис.1.26. Изменение зависимости числа М наступления отрыва по значениям Су для сверхкритического профиля 1 поколения при умеренных (Re=5e106) и больших (Re = 10*106-^28*106) числах Рейнольдса.

Таким образом, на сверхкритических профилях в условиях трубных значений чисел Рейнольдса режим начала резкого роста сопротивления (Міф^Мотр.) определяется, как правило, возникновением диффузорно-волнового отрыва. Переход к натурным значениям чисел Рейнольдса, существенно повышая величину у сверхкритических профилей, сопровождается качественным изменением характера отрыва (волновой отрыв).

Момент возникновения нелинейности несущих характеристик (Судоп^ CWp.) сверхкритических профилей при переходе от трубных к натурным значениям чисел Рейнольдса смещается на существенно большие значения Су и определяется в обоих случаях волновым отрывом.

Масштабный эффект существенно проявляется не только на распределенных, но и на суммарных аэродинамических

Рис Д. 27. Изменение числа Мотр по значениям Re при Су=0,4-Ь0,6 для сверхкритического профиря I поколения

Рис.1. 28. Изменение приращения ЛСуотр по числам Re при значениях М= 0,76-гО,80 для сверхкритического профиля I поколения

характеристиках сверхкритических профилей. Так, на рис Л.29 на примере аэродинамического качества сверхкритического профиля первого поколения (с —12%) виден сложный немонотонный характер влияния числа Рейнольдса на крейсерском режиме (М==0,74, Су= 0,5). Вначале (Re = 3,8* 106_=“ 10 е 106) аэродинамическое качество существенно увеличивается за счет ликвидации отрыва потока, затем (при Re —10* 106~^ 19* 106) его величина несколько снижается за счет смещения области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный к носку профиля (Л*„^“0,3, рис. 1.29). При числах Рейнольдса, близких к натурным (Re ~ 19е 10 25е 10 6)

аэродинамическое качество вновь монотонно увеличивается вследствие снижения турбулентного трения.

С&ЕрХКРИТИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ I ПОКОЛЕНИЯ М=(№ t Су =0.5 Рис.1.29. Влияние числа Рейнольдса на аэродинамическое качество и положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для сверхкритического профиля I поколения при значениях М = 0,74, Су=0,5

Следует отметить, что при исследовании влияния числа Рейнольдса на аэродинамическое качество сверхкритических профилей необходимо учитывать состояние пограничного слоя (положение перехода и отрыва). Исследование сверхкритических профилей показывает существенное влияние положения точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный на аэродинамическое

/

качество, особенно при наличии местной сверхзвуковой зоны. Так, на примере сверхкритического профиля первого поколения с максимальной относительной толщиной с=12% расчетами показано, что на крейсерском режиме (М = 0,756, Су=0,45,Re = 4*106) сокращение ламинарного участка на верхней поверхности с протяженной областью сверхзвуковых скоростей от Хп — 55% (при фиксированном положении перехода на нижней поверхности хп = 50%) до Хп— 1% приводит к увеличению сопротивления (снижению аэродинамического качества) примерно на 30%. Подобное изменение положения точки перехода на нижней поверхности (от хп = 50% до Хп= 1%) при фиксированном положении перехода на верхней поверхности, {Хп~55%) приводит к увеличению сопротивления примерно лишь на 6% вследствие существенно более низкого уровня местных скоростей (дозвуковые скорости), а следовательно, и низкого уровня трения.

Таким образом, изменение положения точки перехода на верхней поверхности при малых значениях числа Re = 4*106 примерно на 2% хорды соответствует изменению сопротивления на 1%. Аналогичный результат имеет место на этом же профиле и при безотрывном обтекании в условиях больших чисел Рейнольдса. Так, например, при изменении чисел Re от 10* 16 до 19е 10 и смещении при этом вперед точки перехода на величину Д#л^0,30 величина аэродинамического качества снизилась на величину /К^— 9 (или 14%), рис.

1.29. Практически все экспериментальные исследования сверхкритических профилей и крыльев в аэродинамических трубах ЦАГИ сопровождаются одновременным определением состояния пограничного слоя.

На рис. 1.30 на примере сверхкритического профиля второго поколения {с =12%) показано значительное влияние масштабного эффекта на максимальную подъемную силу в широком диапазоне чисел М=0,2 ^»0,6.

Обобщая результаты влияния числа Рейнольдса на аэродинами­ческое качество и максимальную подъемную силу сверхкритических профилей, следует отметить, что наибольшее количественное влияние фактора увеличения числа Рейнольдса от трубных до близких к натурным значений сказывается на ослаблении или ликвидации отрывного обтекания. В случае чисто турбулентного безотрывного обтекания увеличение числа Рейнольдса вплоть до натурных значений приводит к уменьшению сопротивления в основном за счет снижения уровня турбулентного трения.

РисД. 30. Влияние числа Рейнольдса на величину Су мах сверхкритического профиля II поколения при числах М = 0.2-г-0.6

При наличии протяженных участков ламинарного пограничного слоя увеличение числа Рейнольдса в условиях безотрывного об­текания, сопровождающееся постепенным смещением вперед по хорде

точки перехода, вначале может не приводить к снижению сопротивления и даже способствовать некоторому его подрастанию. Лишь начиная со значения числа Рейнольдса, соответствующего смещению перехода в область носка профиля, сопротивление его снижается с ростом числа Рейнольдса по законам турбулентного течения.

Таким образом, в связи с существенным влиянием масштабного эффекта на аэродинамику сверхкритических профилей, проводить экспериментальные исследования их аэродинамических характеристик целесообразно при больших, близких к натурным, числах Рейнольдса, особенно на режиме отрывного обтекания. Наряду с этим необходимо развивать методы расчета, позволяющие достаточно надежно рассчитывать аэродинамические характеристики при натурных условиях для до-и околозвуковых скоростей.

ooobskspetsavia.ru

Информация к размышлению — Паркфлаер

Создание самолета не обходится без проектирования крыла, одной из характеристик которого является профиль. От профиля крыла зависит подъемная сила, статическое и динамическое сопротивление, устойчивость планера и ещё много чего.

На заре авиации конструкторы использовали «единственно» верный профиль с характерным горбом на его верхней поверхности, выглядело это так.

     

Однако время шло, скорости росли, и в какой–то момент времени авиаторы поняли, что дальнейшее увеличение скоростей с таким профилем уже невозможно. Конструкторы сели за расчеты, инженеры изучили результаты продувок в аэродинамических трубах, и проблема быстро обнаружилась. Оказалось, что всему виной тот самый горб. Специалисты были хорошо осведомлены о законе Бернулли, который утверждает, что с ростом скорости потока, его внутреннее давление падает.

Верхняя кромка крыла выпуклая, а следовательно, воздушный поток сужается над ней. Одновременно с этим происходит два динамических процесса ― ускорение потока над крылом и снижение его внутреннего давления. Однако, если самолет летит на высокой скорости, то ускорение над крылом создаст область сверхзвукового потока, завершающегося скачком уплотнения. Появление скачков резко увеличивает динамическое сопротивление крыла, что крайне негативно сказывается на расходе топлива.

Перед конструкторами встала задача ― ликвидировать горб, оставив при этом неизменной толщину крыла. Снижение толщины крыла означало утяжеление конструкции, что было неприемлемо. Решение напрашивалось само ― сделать профиль более симметричным, тогда горб станет пологим, что позволит затянуть появление скачка уплотнения к задней кромке крыла.

  Однако это тут же породило новую проблему ― симметричное крыло создает меньшую подъемную силу. А чтобы скомпенсировать её падение, нужно увеличить угол атаки, что приводит к более раннему появлению скачков уплотнения на верхней плоскости крыла. В результате все усилия сводятся на нет. Конструкторы снова засели за расчеты, необходимо было найти способ компенсировать падение подъемной силы.

Решение проблемы нашел американский инженер по авиационной технике Ричард Уиткомб.

Он предложил сделать сужающуюся подрезку на нижней поверхности задней части крыла.

Расширяющийся в подрезке поток, увеличивал давление под крылом и компенсировал падение подъемной силы. Такой профиль получил дальнейшее развитие. Конструкторы спроектировали почти симметричный профиль передней части крыла и подрезку в задней, добавив небольшой плавный отгиб хвостика крыла вниз. Профиль получил название сверхкритического.

Однако это решало только часть проблемы. Вскоре выяснилось, что такой профиль сдвигает назад центр давления, что создает пикирующий момент. Кроме того, подрезка снижает прочность задней части крыла. Для конструкторов появилась очередная задача ― сдвинуть вперед точку приложения подъемной силы и увеличить прочность подрезки без увеличения массы.

Как вы понимаете, эта задача была с блеском решена. И решение было столь же гениально, сколько и просто ― применили подрезку в передней нижней части крыла и уменьшили её в задней. Это идея разом ликвидировала обе проблемы (пикирования и прочности), сохранив все достоинства сверхкритического профиля.

Теперь у инженеров появилась прямая возможность увеличить скорость полета более чем на 10% без увеличения мощности двигателей, либо увеличить прочность крыла без увеличения его массы.

Возможно стоит попробовать сверхкритический профиль в авиамоделировании и идти в ногу со временем, решать Вам!

Спасибо за внимание! Удачи!С выбором профиля!

www.parkflyer.ru

Улучшение АДХ при трансзвуковых скоростях. Суперкритический профиль

Выше отмечено, что Мкр является границей двух режимов: обтекания без скачков уплотнения и обтекания со скачками уплотнения. Поэтому увеличение Мкр для современных магистральных ВС является одной из главных задач. Рост лобового сопротивления при увеличении М выше Мкр составляет своеобразный барьер, затрудняющий достижение больших скоростей полета.

Критическое число Маха Мкр профиля с допустимой точностью можно определить по следующее эмпирической формуле

 

,

где, относительная толщина профиля.

По-разному влияют относительная толщина, вогнутость и их положение на профиле на число Мкр . Чем больше величина , тем в большей степени поджимаются струйки воздуха, обтекающие профиль, а следовательно, волновой кризис будет наступать раньше при малых числах М.

В крыльях магистральных ВС всегда расположено топливо, поэтому относительная толщина профилей должна составлять не менее 10…13%. Это необходимо для получения достаточного объема и сохранения прочности крыла.

Для обычных профилей экспериментально установлено, что при одной и той же толщине тот профиль имеет большее Мкр, у которого сечение с с_max располагается ближе к середине. Объясняется это тем, что при таком положении с_max получается более плавный контур профиля и более плавная картина изменения давления и скорости вдоль него.

Уменьшение вогнутости профиля f благоприятно влияет на аэродинамические характеристики при больших скоростях полета. Симметричный профиль, у которого f = 0, при прочих равных условиях, имеет наибольшее Мкр. Однако у таких профилей малы максимальные значения коэффициента подъемной силы, поэтому использование их на магистральных ВС затруднительно.

Применение стреловидных профилей также значительно повышает Мкр. Например, переход с прямого крыла на стреловидное позволяет увеличить Мкр на 0,07 и более.

Большой эффект в увеличении Мкр даёт «суперкритический» профиль, предложенный в конце 60-х годов Уиткомбом (НИИ NASA имени Лэнгли, США).

Суперкритический профиль крыла (рис. 3.9) в отличие от обычного дозвукового профиля имеет более плоскую (сплюснутую) верхнюю поверхность и значительно вогнутую нижнюю в хвостовой части. В результате, прирост Мкр ≈ 0,11, что соответствует увеличению скорости на 60…70 км/ч. При более плоской верхней поверхности уменьшаются местные скорости и соответственно числа М, вследствие чего точка возникновения скачка смещается назад.

В нашей стране нашли применение аналогичные суперкритическому умеренно сверхкритические профили. Так, умеренно сверхкритические профили на Ил-96-300 отличаются незначительным уплощением верхней поверхности, подрезкой в области нижней поверхности и смещением С_мах к задней кромке.

 

Рис. 3.9 Сравнительная картина обтекания профилей при больших М

а – обычный профиль; б – суперкритический профиль

Такие профили обладают принципиально новым распределением давления: смещением аэродинамической нагрузки к хвостику и более низким разрежением в области носовой части. Использование умеренно сверхкритических (суперкритических) профилей позволяет увеличить относительную толщину профиля .

Использование в аэродинамической компоновке утолщённых сверхкритических профилей позволило разработать для данного ВС конфигурацию крыла большего удлинения (λ = 9,5) с меньшей стреловидностью χ = 28…30° (против применяемых ранее 35°) и обладающую сочетанием высоких значений К и Мкр при минимальных затратах массы конструкции.

---

Дата добавления: 2017-12-05; просмотров: 393;

---

znatock.org

Исследование обтекания профиля крыла

Цель работы

Исследовать обтекание профиля крыла без учета его размаха, т.е. крыла бесконечного размаха. Выяснить, как меняется картина обтекания профиля при изменении угла атаки. Исследование провести для трех режимов – дозвукового взлетно-посадочного, дозвукового крейсерского и сверхзвукового полетов. Определить подъемную силу и силу сопротивления, действующие на крыло. Построить поляру крыла.

КраТкая теория

Профиль крыла – сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета (сечение А-А). Иногда под профилем понимают сечение, перпендикулярное передней или задней кромке крыла (сечение Б-Б).

Хорда профиля b – отрезок, соединяющий наиболее удаленные точки профиля.

Размах крыла l – расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Центральная (корневая) хорда b₀ – хорда в плоскости симметрии.

Концевая хорда b_K – хорда в концевом сечении.

Угол стреловидности по передней кромке χ_ПК – угол между касательной к линии передней кромки и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде.

Как было указано в предыдущей работе, полная аэродинамическая сила R раскладывается на подъемную силу Y и силу сопротивления X:

Подъемная сила и сила сопротивления определяются по похожим формулам:

где C_Y и С_Х – коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления соответственно;

ρ – плотность воздуха;

V – скорость тела относительно воздуха;

S – эффективная площадь тела.

В исследованиях обычно имеют дело не самими силами Y и Х, а с их коэффициентами C_Y и C_X.

Рассмотрим обтекание воздушным потоком тонкой пластины:

Если установить пластину вдоль потока (угол атаки равен нулю), то обтекание будет симметричным. В этом случае поток воздуха пластиной не отклоняется и подъемная сила Y равна нулю. Сопротивление X минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R минимальна и совпадает с силой сопротивления X.

Начнем понемногу отклонять пластину. Из-за скашивания потока сразу же появляется подъемная сила Y. Сопротивление X немного увеличивается из-за увеличения поперечного сечения пластины по отношению к потоку.

По мере постепенного увеличения угла атаки и увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Здесь необходимо отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет значительно быстрее, чем сопротивление.

По мере увеличения угла атаки воздушному потоку становится все труднее обтекать пластину. Подъемная сила хотя и продолжает увеличиваться, но медленнее, чем раньше. А вот сопротивление растет все быстрее и быстрее, постепенно обгоняя рост подъемной силы. В результате полная аэродинамическая сила R начинает отклоняется назад.

И тут вдруг картина резко меняется. Воздушные струйки оказываются не в состоянии плавно обтекать верхнюю поверхность пластины. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила резко падает, а сопротивление увеличивается. Это явление в аэродинамике называют СРЫВ ПОТОКА. «Сорванное» крыло перестает быть крылом. Оно перестает лететь и начинает падать

Покажем зависимость коэффициентов подъемной силы С_Y и силы сопротивления С_Х от угла атаки α на графиках.

Объединим получившиеся два графика в один. По оси абсцисс отложим значения коэффициента сопротивления С_Х, а по оси ординат – коэффициент подъемной силы С_Y.

Получившаяся кривая называется ПОЛЯРА КРЫЛА – основной график, характеризующий летные свойства крыла. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы C_Y и сопротивления C_X, этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R.

Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси C_X слева направо, а центр давления (точка приложения полной аэродинамической силы) находится в центре координат, то для каждого из разобранных ранее углов атаки вектор полной аэродинамической силы будет идти из начала координат в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки. На поляре можно легко отметить три характерные точки и соответствующие им углы атаки: критический, экономический и наивыгоднейший.

Критический угол атаки – это угол атаки, при превышении которого происходит срыв потока. При этом С_Y максимально и ЛА может удерживаться в воздухе на минимально возможной скорости. Это полезно при заходе на посадку. Смотри точку (3) на рисунках.

Экономический угол атаки – это угол атаки, на котором аэродинамическое сопротивление крыла минимально. Если установить крыло на экономический угол атаки, то оно сможет двигаться с максимальной скоростью.

Наивыгоднейший угол атаки – это угол атаки, на котором отношение коэффициентов подъемной силы и сопротивления C_Y/C_X максимально. В этом случае угол отклонения аэродинамической силы от направления движения воздушного потока максимален. При установке крыла на наивыгоднейший угол атаки оно полетит дальше всего.

Аэродинамическое качество крыла – это отношение коэффициентов C_Y/C_X при установке крыла на наивыгоднейший угол атаки.

Порядок выполнения работы

1. Подбор профиля крыла:

Обширная библиотека авиационных профилей находится на сайте Иллинойского университета: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Здесь собрано база из примерно 1600 разнообразных профилей крыла. Для каждого профиля имеется его рисунок (в формате *.gif) и таблица координат верхней и нижней части профиля (в формате *.dat). База находится в свободном доступе, постоянно обновляется. Кроме того, на этом сайте имеются ссылки на другие библиотеки профилей.

Выбираем любой профиль и скачиваем *.dat файл к себе на компьютер.

2. Редактирование *.dat файла с координатами профиля:

Перед тем, как импортировать файл с координатами профиля в SW, его необходимо подкорректировать в Microsoft Excel. Но если напрямую открыть этот файл в Excel, то все координаты окажутся в одном столбце.

Нам же необходимо, чтобы координаты X и Y профиля были в разных столбцах.

Поэтому мы сначала запускаем Excel, а затем открываем из него наш *.dat файл. В выпадающем списке указываем «Все файлы». В мастере текстов формат данных указываем – с символом-разделителем «Пробел».

→

Теперь X и Y координаты каждая в своем столбце:

Теперь удаляем строку 1 с текстом, строку 2 с посторонними данными и пустую строку 3. Далее просматриваем все координаты и тоже удаляем пустые строки, если они имеются.

Еще добавляем третий столбец для координаты Z. В этом столбце все ячейки заполняем нулями.

И смещаем всю таблицу влево.

Отредактированный *.dat файл должен выглядеть примерно так:

Сохраняем этот файл, как текстовый файл (с разделителями табуляции).

3. Создание профиля в SW:

В SW создаем новую деталь.

Запускаем команду «Кривая через точки XYZ» на вкладке «Элементы».

Откроется окно:

Нажимаем ОК и вставляем в документ кривую профиля крыла.

Если выдается предупреждение, что кривая самопересекается (это возможно для некоторых профилей), то нужно вручную в Excel отредактировать файл, чтобы устранить самопересечение.

Теперь эту кривую нужно преобразовать в эскиз. Для этого создаем на передней плоскости эскиз:

Запускаем команду «Преобразование объектов» на вкладке «Эскиз» и в качестве элемента для преобразования указываем нашу кривую профиля.

Поскольку исходная кривая очень маленького размера (хорда профиля всего 1 мм!), то с помощью команды «Масштабировать объекты» увеличиваем профиль в тысячу раз, чтобы значения аэродинамических сил более-менее соответствовали реальным.

Закрываем эскиз и с помощью команды «Вытянутая бобышка/основание» выдавливаем эскиз в твердотельную модель длиной 1000 мм. Выдавливать можно на самом деле на любую длину, все равно мы будем решать задачу двумерного обтекания.

4. Обдувка профиля в модуле Flow Simulation:

На необходимо выполнить обдувку полученного профиля в трех скоростных режимах: дозвуковом взлетно-посадочном (50 м/с), дозвуковом крейсерском (250 м/с) и сверхзвуковом (500 м/с) при разных углах атаки: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

При этом необходимо построить картины в сечении для каждого случая и определить подъемную силу и силу сопротивления, действующие на профиль.

Таким образом, необходимо 18 раз выполнить расчет во Flow Simulation и заполнить такую таблицу:

Скоростной режим	Сила, Н	Углы атаки, град
		–5	0	10	20	30	40
Дозвуковой взлетно-посадочный, 50 м/с	Y
	X
Дозвуковой крейсерский, 250 м/с	Y
	X
Сверхзвуковой, 500 м/с	Y
	X

Вращение крыла в SW выполняется с помощью команды «Переместить/копировать тела» .

Общие параметры проекта такие: тип задачи (внешняя без учета замкнутых полостей), тип текучей среды (воздух, ламинарное и турбулентное течение, большие числа Маха для сверхзвукового режима), скорость в направлении оси Х V_Х = 50, 250 и 500 м/с. Остальные параметры оставляем по умолчанию.

В свойствах расчетной области указываем тип задачи – 2D моделирование.

Указываем цель расчета – поверхностная, ставим метки для средних скоростей по X и Y, а также для сил по X и Y.

В заключение, строятся 6 графиков – зависимости подъемной силы Y и силы сопротивления X от угла атаки α, а также 3 поляры крыла.

Контрольные вопросы

1. Что такое профиль крыла?

2. Что такое угол атаки?

3. Что такое размах крыла?

4. Чем обтекание крыла конечного размаха отличается от обтекания крыла с бесконечным размахом?

5. Что такое хорда крыла?

6. Какие бывают хорды у крыла?

7. Как определить подъемную силу и силу сопротивления (формулы)?

8. Как выглядят графики зависимости C_Y и C_X от угла атаки α?

9. Что такое поляра крыла?

10. Какие характерные точки есть на поляре?

11. Что такое аэродинамическое качество крыла?

studfiles.net

Сверхкритический профиль

Сверхкритический профиль

суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими значениями М*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М* явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению создаваемой этой поветью доли подъёмной силы, и для компенсации такого уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности , которая является характерной особенностью С. п.
Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей «подрезкой» нижней. Одним из путей сохранения подъёмной силы на таких профилях является плавный небольшой отгиб вниз хвостового участка крыла, что, однако, может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях Рейнольдса чисел. В 80-е гг. С. п. находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение М* на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями, используемыми, например, на самолётах Ту-104, Ту-134, Ил-62. Другим направлением использования С. п. является увеличение их толщины (на 2—5%) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15(°)) при сохранении значения М*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.
Использование С. п. — одно из основных направлений развития аэродинамики дозвуковых самолётов.

Поделитесь на страничке

slovar.wikireading.ru

сверхкритический профиль — это… Что такое сверхкритический профиль?



сверхкритический профиль

Сверхкритический профиль

сверхкрити́ческий про́филь, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М_*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими значениями М_*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М_* явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению создаваемой этой поверхностью доли подъёмной силы, и для компенсации такого уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности (см. рис.), которая является характерной особенностью С. п.

Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей «подрезкой» нижней. Одним из путей сохранения подъёмной силы на таких профилях является плавный небольшой отгиб вниз хвостового участка крыла, что, однако, может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях Рейнольдса чисел. В 80-е гг. С. п. находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение М_* на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями, используемыми, например, на самолётах Ту-104, Ту-134, Ил-62. Другим направлением использования С. п. является увеличение их толщины (на 2—5%) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15°) при сохранении значения М_*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.

Использование С. п. — одно из основных направлений развития аэродинамики дозвуковых самолётов.

В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.

Энциклопедия «Авиация». — М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

• сверхзвуковой самолёт
• Свищёв Георгий Петрович

Смотреть что такое «сверхкритический профиль» в других словарях:

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• сверхкритический профиль — сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми… …   Энциклопедия «Авиация»

• Сверхкритический профиль — суперкритический профиль, дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта… …   Энциклопедия техники

• ПРОФИЛЬ — аэродинамический контур сечения аэродинамической поверхности нек рой плоскостью. Напр., крыло ЛА может иметь вогнуто выпуклый, плоско выпуклый, двояковыпуклый (симметричный и несимметричный), ромбовидный и т. п. П. в плоскости, параллельной… …   Большой энциклопедический политехнический словарь

• Суперкритический профиль — см. Сверхкритический профиль. Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 …   Энциклопедия техники

• суперкритический профиль — суперкритический профиль — то же, что сверхкритический профиль …   Энциклопедия «Авиация»

• суперкритический профиль — суперкритический профиль — то же, что сверхкритический профиль …   Энциклопедия «Авиация»

• Профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоско параллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой жидкости (газа).… …   Энциклопедия техники

• профиля теория — профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоскопараллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой… …   Энциклопедия «Авиация»

avia.academic.ru