Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Обычные (1) и сверхкритические (2) профили при одинаковом числе Маха набегающего потока. Проиллюстрированы: А  - область сверхзвукового течения, Б  - ударная волна, В  - область отрывного течения. Сверхзвуковое обтекание сверхкритического профиля заканчивается более слабым скачком уплотнения, тем самым задерживая отрыв пограничного слоя, вызванный скачком.

Сверхкритический аэродинамический профиль ( сверхкритические аэрокрылы в британском английском) является аэродинамическим профилем предназначен в первой очереди для задержки начала волнового сопротивления в околозвуковом диапазоне скоростей.

Сверхкритические профили характеризуются уплощенной верхней поверхностью, сильно изогнутым («загнутым вниз») задним сечением и большим радиусом передней кромки по сравнению с ламинарными профилями аэродинамического профиля NACA 6-й серии . [1] Стандартные формы крыла предназначены для создания более низкого давления на верхнюю часть крыла. Как распределение толщины, так и изгиб крыла определяют, насколько воздух вокруг крыла ускоряется. Когда скорость самолета приближается к скорости звука , воздух, ускоряющийся вокруг крыла, достигает 1 Маха, и ударные волныначинают формироваться. Образование этих ударных волн вызывает волновое сопротивление. Сверхкритические профили спроектированы таким образом, чтобы минимизировать этот эффект за счет уплощения верхней поверхности крыла.

Происхождение сверхкритического профиля восходит к немецкому аэродинамику К. А. Кавалки, который разработал ряд профилей во время Второй мировой войны . После окончания конфликта несколько стран продолжили исследования в этой области, в том числе Германия, Великобритания и США . В частности, компания Hawker Siddeley Aviation разработала ряд усовершенствованных аэродинамических поверхностей, которые, помимо других программ, были включены в Airbus A300 . В Америке аэродинамик Ричард Уиткомбизготовил сверхкритические профили, идентичные более ранним работам Кавалки; они были использованы для создания сверхкритического крыла, которое, в свою очередь, использовалось как в гражданских, так и в военных самолетах. Соответственно, методы, извлеченные из исследований исходных сверхкритических сечений профиля крыла, были использованы для проектирования профилей нескольких высокоскоростных дозвуковых и околозвуковых самолетов, от авиалайнеров Airbus A310 и Boeing 777 до прыжкового самолета McDonnell Douglas AV-8B Harrier II .

История [ править ]

НАСА TF-8A в 1973 году

Сверхкритический профиль был впервые предложен аэродинамиками в Германии во время Второй мировой войны . В 1940 г. К. А. Кавалки из Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt Berlin-Adlershof разработал ряд аэродинамических профилей с эллиптическими передними кромками, максимальной толщиной, расположенной ниже по потоку, до 50% хорды и плоской верхней поверхностью. Об испытаниях этих профилей сообщили Б. Гетерт и К. А. Кавалки в 1944 году. Формы крыловых профилей Кавалки были идентичны тем, которые впоследствии были изготовлены американским аэродинамиком Ричардом Уиткомбом . [2]Авиационные авторы Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг назвали сверхкритический аэродинамический профиль не менее важным с точки зрения аэродинамики нововведением стреловидного крыла для высокоскоростных самолетов. [3]

В течение 1950-х и 1960-х годов ряд различных высокоскоростных исследовательских самолетов, оснащенных обычными аэродинамическими профилями, неоднократно сталкивался с трудностями при преодолении звукового барьера или даже при достижении 0,9 Маха. Сверхзвуковой воздушный поток над верхней поверхностью традиционного аэродинамического профиля вызвал чрезмерное волновое сопротивление , а также форму потери устойчивости, известную как складывание Маха . Аэродинамики определили, что за счет соответствующей формы используемого аэродинамического профиля серьезность этих проблем может быть значительно снижена и самолет может развивать гораздо более высокие скорости; это основа сверхкритического крыла. Его конструкция позволяет крылу сохранять высокие характеристики на скоростях, близких к 1 Маха, чем у традиционных аналогов.

Между 1959 и 1968 годами британский производитель авиакосмической промышленности Hawker Siddeley Aviation , базирующийся в Хатфилде, Англия, разработал собственные улучшенные профили аэродинамического профиля, которые иногда назывались крылатыми профилями с задней загрузкой. Исследования Hawker Siddeley впоследствии послужили основой для сверхкритического крыла Airbus A300 , многонационального широкофюзеляжного авиалайнера, который впервые поднялся в воздух в 1972 году. [4] [5] Параллельно послевоенная Германия и Нидерланды также проводили собственные исследования в области оптимальные трансзвуковые конструкции аэродинамического профиля, предназначенные для поддержки программ гражданской авиации. [6]Вплоть до 1970-х годов большое внимание уделялось разработке аэродинамического профиля, который выполнял изоэнтропическую рекомпрессию, безударный возврат воздушного потока к дозвуковой скорости. [7]

В Соединенных Штатах сверхкритический профиль крыла был областью исследований в 1960-х годах; одним из ведущих американских деятелей в этой области был Ричард Уиткомб. Специально модифицированный североамериканский T-2C Buckeye использовался в качестве первого испытательного стенда для сверхкритического крыла, выполнив в течение этого периода многочисленные оценочные полеты в поддержку исследовательских усилий. [8] После первоначальных летных испытаний новые крылья были испытаны на все более высоких скоростях на другом модифицированном военном самолете, TF-8A Crusader . [9]

В то время как сверхкритический аэродинамический профиль изначально разрабатывался НАСА в рамках национальной сверхзвуковой транспортной программы США, сверхзвуковой авиалайнер, который разрабатывался для его использования, Boeing 2707 , в конечном итоге был отменен из-за сочетания технических проблем и относительно высокие затраты. [10] [11] Несмотря на это, работа была одним из аспектов программы, которая пережила отмену ее основного предполагаемого получателя. Сверхкритическая форма профиля крыла была заложена в конструкцию сверхкритического крыла.

Таким образом, впоследствии технология была успешно применена к нескольким высокодозвуковым самолетам, заметно повысив их топливную эффективность . [12] Ранние примеры включают авиалайнеры Боинг 757 и Боинг 767 , оба из которых были разработаны в 1980-х годах. [13] По словам Хиршеля, Прем и Маделунга, сверхкритическое крыло считается важным элементом современных реактивных лайнеров, что указывает на его использование в ассортименте продукции Airbus. [7]

В течение 1984 года исследование Кавалки было приведено в качестве основания для официального возражения против спецификации патента США , выданной для сверхкритического профиля. [14] Примерно в это время работы Кавалки, как сообщается, играли активную роль в проектировании новых авиалайнеров, таких как Airbus A310 . [7] Кроме того, некоторые самолеты были модернизированы с добавлением сверхкритических крыльев; такие как Hawker Siddeley Harrier , широко известный как прыжковый реактивный самолет Harrier , у которого была модель AV-8B Harrier II второго поколения с новым цельным сверхкритическим крылом для улучшения крейсерских характеристикза счет задержки увеличения лобового сопротивления и увеличения аэродинамического сопротивления. [15]

Внедрение сверхкритического профиля в современных реактивных самолетах привело к сокращению использования некоторых других методов уменьшения волнового сопротивления. Анти-шок тело было одним из таких способов, будучи также были получено из Ричарда Whitcomb работы «ы так же , как и у немецкой аэродинамики Дитрих Кучманна . [16] Альтернативно называемый «тела Уиткомба» или «морковь Кюхемана», он тесно связан с правилом площади , недавним нововведением эпохи, направленным на минимизацию волнового сопротивления за счет того, что площадь поперечного сечения плавно изменяется по длине самолет. [17] [18]

Описание [ править ]

Преимущества [ править ]

Сверхкритические аэродинамические поверхности обладают четырьмя основными преимуществами: они имеют более высокое число Маха увлечения и расходимости , [19] они создают ударные волны дальше на корме, чем традиционные крыловые профили [20], они значительно сокращают вызванное ударом отрыв пограничного слоя , а их геометрия позволяет более эффективно крыло конструкция (например, более толстое крыло и / или уменьшенная стреловидность крыла, каждая из которых может позволить получить более легкое крыло). При определенной скорости для данного сечения профиля, критического числа Маха , поток над верхней поверхностью профиля может стать локально сверхзвуковым, но замедляется, чтобы соответствовать давлению на задней кромке нижней поверхности без удара. Однако на более высокой скоростичисло Маха с расходимостью лобового сопротивления , требуется ударная волна, чтобы восстановить давление, достаточное для того, чтобы соответствовать давлениям на задней кромке. Этот удар вызывает трансзвуковое волновое сопротивление и может вызвать отрыв потока за ним; и то, и другое отрицательно сказывается на характеристиках профиля.

Диаграмма числа Маха сверхкритического профиля / коэффициента давления ( ось y : число Маха или коэффициент давления, отрицательное значение вверх; ось x : положение вдоль хорды, передняя кромка слева). Внезапное увеличение коэффициента давления на средней хорде происходит из-за удара.

В определенной точке вдоль профиля создается скачок уплотнения, который увеличивает коэффициент давления до критического значения C p-crit , где локальная скорость потока будет составлять 1 Маха. Положение этой ударной волны определяется геометрией профиля. ; сверхкритическая фольга более эффективна, поскольку ударная волна сводится к минимуму и создается как можно дальше от кормы, тем самым уменьшая лобовое сопротивление . По сравнению с типичной секцией аэродинамического профиля сверхкритический аэродинамический профиль создает большую подъемную силу на заднем конце из-за более равномерного распределения давления по верхней поверхности.

Помимо улучшенных околозвуковых характеристик, увеличенная передняя кромка сверхкритического крыла обеспечивает ему отличные характеристики большой подъемной силы. Следовательно, самолеты, использующие сверхкритическое крыло, имеют превосходные взлетно-посадочные характеристики. Это делает сверхкритическое крыло фаворитом конструкторов грузовых транспортных самолетов. Ярким примером одного такого тяжелого самолета, в котором используется сверхкритическое крыло, является Boeing C-17 Globemaster III . [21]

Характеристики стойла [ править ]

стойлоповедение сверхкритического профиля не похоже на поведение низкоскоростных профилей. Пограничный слой вдоль передней кромки сверхкритического крыла начинается тонким и ламинарным при крейсерских углах. По мере увеличения угла атаки (АОА) этот ламинарный слой отделяется в узкой области и образует короткий пузырь. Воздушный поток, теперь уже турбулентный, снова присоединяется к поверхности позади пузыря; в этом состоянии увеличение лобового сопротивления не является экстремальным. Однако, если AOA увеличивается до точки срыва, возникает неблагоприятный градиент давления, и в тонком пограничном слое перед пузырем может образоваться ударная волна даже при относительно низкой скорости. При критическом угле пузырек быстро расширяется («лопается»), в результате чего поток воздуха внезапно отрывается от всей поверхности (от передней до задней кромки). Резкая потеря подъемной силы усугубляется отсутствием традиционного стойла »буфет, как обеспечил бы низкоскоростной контур. [22]

Из-за отсутствия предупреждения о столкновении воздушные суда, использующие сверхкритические крылья, обычно оборудуются системами оповещения о встряхивании и извлечении рычага-толкателя , чтобы соответствовать требованиям сертификации. Поскольку ограждения крыльев «предотвращают одновременное сваливание всего крыла», они также могут служить альтернативным средством восстановления в этом отношении. [23]

См. Также [ править ]

  • Правило площади Уиткомба
  • Профиль NACA
  • Vought F-8 Crusader (TF-8A)

Ссылки [ править ]

Цитаты [ править ]

  1. ^ Харрис, Чарльз (март 1990). "Сверхкритические профили НАСА: матрица профилей, связанных с семейством" (PDF) . Технический документ НАСА . 2969 . Архивировано из оригинального (PDF) 18 октября 2011 года.
  2. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 184-185.
  3. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 389.
  4. ^ Gunston 2009, стр. 28, 51.
  5. ^ Оберт 2009, стр. 251.
  6. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 120.
  7. ^ a b c Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 185.
  8. ^ Палмер, Уильям Э. и Дональд У. Эллиотт, "Краткое изложение программы сверхкритического крыла T-2C", NASA SP-301 Supercritical Wing Technology: A Progress Report on Flight Evaluations , February 1972. pp. 13–34.
  9. ^ Эндрюс, Уильям Х., "Статус программы F-8 сверхкритического крыла", NASA SP-301 Supercritical Wing Technology: A Progress Report on Flight Evaluations . НАСА, февраль 1972. С. 49–58.
  10. ^ "The Nation: Showdown on the SST" . ВРЕМЯ . 29 мая 1971 г.
  11. ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 390.
  12. ^ Оберт 2009, стр. 251.
  13. ^ Hans-Ulrich Meier, Die Pfeilflügelentwicklung в Deutschland бис 1945, ISBN 3-7637-6130-6 . Einspruch (1984) gegen US-Patentschrift NASA über «superkritische Profile», basierend auf den Berechnungsmethoden von KH Kawalki (1940) стр. 107. (на немецком языке) 
  14. Перейти ↑ Warwick 1979, p. 2127.
  15. ^ «НАСА и реактивный век» . airandspace.si.edu . Проверено 27 июня 2020 .
  16. ↑ Рейс, Рикардо (1 декабря 2014 г.). «Бутылки кока-колы и морковь» . upmagazine-tap.com.
  17. ^ Холлион, Ричард П. "Тройная игра Ричарда Уиткомба" . airforcemag.com . Проверено 1 февраля 2010 года .
  18. ^ Андерсон, J: Основы аэродинамики , стр. 622. McGraw-Hill, 2001.
  19. ^ там же. : п. 623.
  20. ^ "C-17 Globemaster III" (PDF) . НАСА . Май 1998 г.
  21. ^ Таннер, Клинтон Э., старший советник Bombardier Business Aircraft, «Влияние загрязнения передней кромки крыла на характеристики сваливания самолета» (сообщается в статье 24 декабря 2018 года в Aviation Week & Space Technology Thin Margins in Winter Takeoffies ).
  22. ^ Херт, HHмладший, "NAVAIR 00-80T-80, аэродинамика для военно - морских авиаторов". Командование авиационных систем ВМС, 1965, стр. 86. на faa.gov

Библиография [ править ]

  • Ганстон, Билл. «Airbus, полная история». 2-е изд., Haynes Publishing, 2009. ISBN 1-8442-5585-9 
  • Хиршель, Эрнст Генрих; Прем, Хорст; Маделунг, Геро (2012). Авиационные исследования в Германии: от Лилиенталя до наших дней . Гейдельберг: Springer Berlin Heidelberg. ISBN 978-3-642-18484-0.
  • Оберт, Эд. Аэродинамический дизайн транспортного самолета IOS Press, 2009. ISBN 1-5860-3970-9 . 
  • Уорик, Грэм (23–29 декабря 1979 г.). "AV-8B Advanced Harrier" . Международный рейс . Лондон, Великобритания: Reed Business Information. 116 (3693): 2127–2142. ISSN  0015-3710 . Архивировано из оригинала 8 марта 2012 года . Проверено 22 июля 2011 года .

Внешние ссылки [ править ]

  • Сверхкритические профили в Aerospaceweb
  • Сверхкритический профиль на выставке US Centennial of Flight Commission
  • Сверхкритический аэродинамический профиль в Центре летных исследований НАСА Драйден