Сверхкритический профиль
Сверхкритический аэродинамический профиль ( supercritical аэродинамический профиль на американском английском языке) — это аэродинамический профиль, предназначенный в первую очередь для задержки возникновения волнового сопротивления в околозвуковом диапазоне скоростей.
Сверхкритические профили характеризуются уплощенной верхней поверхностью, сильно выпуклой («изогнутой вниз») кормовой частью и большим радиусом передней кромки по сравнению с NACA 6-й серии . ламинарными профилями [1] Стандартные формы крыла предназначены для создания более низкого давления над верхней частью крыла. И распределение толщины, и изгиб крыла определяют, насколько ускоряется воздух вокруг крыла. Когда скорость самолета приближается к скорости звука , воздух, ускоряющийся вокруг крыла, достигает 1 Маха и ударные волны начинают формироваться . Образование этих ударных волн вызывает волновое сопротивление. Сверхкритические профили спроектированы так, чтобы минимизировать этот эффект за счет уплощения верхней поверхности крыла.
Истоки сверхкритического профиля можно проследить до немецкого аэродинамика К. А. Кавальки, который спроектировал ряд аэродинамических профилей во время Второй мировой войны . После окончания конфликта многие страны продолжили исследования в этой области, включая Германию, Великобританию и США . В частности, компания Hawker Siddeley Aviation разработала ряд усовершенствованных аэродинамических профилей, которые, среди других программ, были включены в Airbus A300 . В Америке специалист по аэродинамике Ричард Уиткомб создал сверхкритические профили, аналогичные более ранним работам Кавалки; они были использованы для разработки сверхкритического крыла, которое, в свою очередь, использовалось как в гражданских, так и в военных самолетах. Соответственно, методы, полученные в результате исследований оригинальных сверхкритических секций профиля, были использованы для проектирования профилей для нескольких высокоскоростных дозвуковых и околозвуковых самолетов, от авиалайнеров Airbus A310 и Boeing 777 до реактивного самолета McDonnell Douglas AV-8B Harrier II .
История [ править ]
Сверхкритический профиль был впервые предложен аэродинамиками в Германии во время Второй мировой войны . В 1940 году К.А. Кавальки из Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt Berlin-Adlershof разработал ряд аэродинамических профилей, характеризующихся эллиптическими передними кромками, максимальной толщиной, расположенной ниже по потоку до 50% хорды, и плоской верхней поверхностью. Об испытаниях этих профилей сообщили Б. Гётерт и К. А. Кавалки в 1944 году. Формы профиля Кавалки были аналогичны тем, которые впоследствии были созданы американским аэродинамиком Ричардом Уиткомбом . [2] Авторы авиации Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг назвали сверхкритический профиль крыла столь же важным с точки зрения аэродинамики, как и нововведение 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 достижении скорости 0,9 Маха. Сверхзвуковой поток воздуха над верхней поверхностью традиционного профиля крыла вызывал чрезмерное волновое сопротивление , а также форму потери устойчивости, известную как подгибание Маха . Аэродинамики определили, что за счет соответствующей формы аэродинамического профиля серьезность этих проблем можно значительно уменьшить, что позволит самолету развивать гораздо более высокие скорости; это основа сверхкритического крыла. Его конструкция позволяет крылу сохранять высокий уровень характеристик на скоростях, близких к 1 Махам, чем у традиционных аналогов.
В 1962 году был выпущен самолет Vickers VC-10, имевший сверхкритические характеристики крыла. VC-10 был первым авиалайнером, у которого секция крыла была специально разработана для самолета (а не стандартной формы). Над дизайном работали научно-исследовательские институты Vickers и Великобритании. [4] [5] Между 1959 и 1968 годами британский производитель аэрокосмической техники Hawker Siddeley Aviation , базирующийся в Хэтфилде, Англия, разработал свои собственные улучшенные профили аэродинамического профиля, которые иногда называли аэродинамическими профилями с задней загрузкой на крыше. Исследования Хокера Сиддели впоследствии послужили основой для сверхкритического крыла Airbus A300 , многонационального широкофюзеляжного авиалайнера, который впервые поднялся в воздух в 1972 году. [6] [7] Параллельно послевоенная Германия и Нидерланды также проводили собственные исследования в области оптимальных трансзвуковых конструкций аэродинамических профилей, намереваясь использовать эти усилия для поддержки программ гражданской авиации. [8] Вплоть до 1970-х годов значительное внимание уделялось разработке профиля, который выполнял бы изэнтропическую рекомпрессию, то есть безударный возврат воздушного потока к дозвуковым скоростям. [9]
В Соединенных Штатах сверхкритический профиль был областью исследований в 1960-е годы; одним из ведущих американских деятелей в этой области был Ричард Уиткомб. Специально модифицированный North American T-2C Buckeye служил первым воздушным испытательным стендом для сверхкритического крыла, выполняя в этот период многочисленные оценочные полеты в поддержку исследовательских усилий. [10] После первоначальных летных испытаний новые профили были испытаны на все более высоких скоростях на другом модифицированном военном самолете — TF-8A Crusader . [11]
В то время как сверхкритический профиль первоначально разрабатывался НАСА в рамках Национальной программы сверхзвукового транспорта США , сверхзвуковой авиалайнер, разрабатывавшийся для его использования, Боинг 2707 , в конечном итоге был отменен из-за сочетания технических проблем и относительно высокие затраты. [12] [13] Несмотря на это, эта работа была одним из аспектов программы, пережившей отмену ее основного предполагаемого получателя. Сверхкритическая форма профиля крыла была заложена в конструкцию сверхкритического крыла.
Таким образом, технология впоследствии была успешно применена на нескольких высокодозвуковых самолетах, заметно повысив их топливную эффективность . [14] Ранние примеры включают авиалайнеры Boeing 757 и Boeing 767 , оба из которых были разработаны в 1970-х годах. [15] По словам Хиршеля, Према и Маделунга, сверхкритическое крыло считается важным элементом современных реактивных лайнеров, что указывает на его использование в линейке продукции Airbus. [9]
В 1984 году исследование Кавалки было названо основанием для официального возражения против описания патента США , выданного для сверхкритического профиля. [16] Сообщается, что примерно в это же время работа Кавалки сыграла активную роль в проектировании новых авиалайнеров, таких как Airbus A310 . [9] Кроме того, некоторые самолеты были модернизированы и оснащены сверхкритическими крыльями; такие как Hawker Siddeley Harrier , широко известный как прыжковый реактивный самолет Harrier второго поколения , который имел модель AV-8B Harrier II , в которой использовалось новое цельное сверхкритическое крыло для улучшения крейсерских характеристик за счет задержки роста лобового сопротивления и увеличения подъемной силы. -коэффициент аэродинамического сопротивления. [17]
Внедрение сверхкритического профиля среди современных реактивных самолетов уменьшило использование некоторых других методов уменьшения волнового сопротивления. был Противоударный корпус одним из таких методов, который также был заимствован из работы Ричарда Уиткомба, а также работы немецкого аэродинамика Дитриха Кюхемана . [18] Альтернативно называемое «телами Уиткомба» или «морковками Кюхемана», оно тесно связано с правилом площади , недавним нововведением той эпохи, направленным на минимизацию волнового сопротивления за счет наличия площади поперечного сечения , которая плавно изменяется по длине самолета. [19] [20]
Описание [ править ]
Преимущества [ править ]
Сверхкритические аэродинамические профили имеют четыре основных преимущества: они имеют более высокое число Маха лобового сопротивления , [21] они создают ударные волны дальше назад, чем традиционные аэродинамические профили, [22] , вызванный ударной нагрузкой они значительно уменьшают отрыв пограничного слоя , а их геометрия позволяет более эффективно конструировать крыло (например, более толстое крыло и/или уменьшенную стреловидность крыла, каждый из которых может позволить сделать крыло более легким). При определенной скорости для данного сечения профиля, критическом числе Маха , поток над верхней поверхностью профиля может стать локально сверхзвуковым, но замедляется, чтобы соответствовать давлению на задней кромке нижней поверхности без удара. Однако на определенной более высокой скорости, числе Маха , требуется амортизатор, чтобы восстановить достаточное давление, чтобы соответствовать давлениям на задней кромке. Этот скачок вызывает трансзвуковое волновое сопротивление и может вызвать отрыв потока за ним; оба отрицательно влияют на характеристики аэродинамического профиля.
В определенной точке профиля возникает скачок уплотнения, который увеличивает коэффициент давления до критического значения C p-crit , при котором местная скорость потока будет равна 1 Маха. Положение этой ударной волны определяется геометрией профиля. ; сверхкритическое крыло более эффективно, поскольку ударная волна сведена к минимуму и создается как можно дальше назад, что снижает сопротивление . По сравнению с обычным профилем профиля сверхкритический профиль создает большую подъемную силу в кормовой части благодаря более равномерному распределению давления по верхней поверхности.
Помимо улучшенных околозвуковых характеристик, увеличенная передняя кромка сверхкритического крыла придает ему превосходные 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 из таких тяжелых самолетов, использующих сверхкритическое крыло, является Boeing C-17 Globemaster III . [23]
Характеристики сваливания [ править ]
Поведение сваливания сверхкритического профиля отличается от поведения тихоходных профилей. Пограничный слой вдоль передней кромки сверхкритического крыла начинается тонким и ламинарным на углах крейсерского полета. По мере увеличения угла атаки (АОА) этот ламинарный слой отделяется в узкой области и образует короткий пузырь. Воздушный поток, теперь турбулентный, снова присоединяется к поверхности позади пузыря; в этом состоянии увеличение сопротивления не является чрезмерным. Однако если АОА увеличивается до точки остановки, возникает неблагоприятный градиент давления, и в тонком пограничном слое перед пузырем может сформироваться ударная волна, даже на относительно низкой скорости. Под критическим углом пузырек быстро расширяется («лопается»), в результате чего поток воздуха внезапно отрывается от всей поверхности (от передней к задней кромке). Резкая потеря подъемной силы усугубляется отсутствием традиционного «предупреждения» о сваливании или удара , который обеспечивает контур на низкой скорости. [24]
Из-за отсутствия предупреждения о ударе самолеты, использующие сверхкритические крылья, обычно оборудуются системами оповещения о встряхивании ручки и системами восстановления толкателя ручки , чтобы соответствовать сертификационным требованиям. Поскольку ограждения крыла «предотвращают сваливание всего крыла одновременно», они также могут служить альтернативным средством восстановления в этом отношении. [25]
См. также [ править ]
Ссылки [ править ]
Цитаты [ править ]
- ^ Харрис, Чарльз (март 1990 г.). «Сверхкритические профили НАСА: матрица профильных профилей семейства» (PDF) . Технический документ НАСА . 2969 . Архивировано из оригинала (PDF) 18 октября 2011 года.
- ^ Хиршель, Прем и Маделунг, 2012, стр. 184-185.
- ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 389.
- ^ «Дизайн крыла» . www.vc10.net . Проверено 3 февраля 2023 г.
- ^ Браун, GC; Бейтман, ТЭБ; Павитт, М.; Хейнс, AB (1972). «Сравнение распределения давления в крыле, измеренного в полете и на модели Super VC. 10 в аэродинамической трубе» .
{{cite journal}}: Для цитирования журнала требуется|journal=( помощь ) - ^ Ганстон 2009, стр. 28, 51.
- ^ Открыть 2009, с. 251.
- ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 120.
- ^ Jump up to: Перейти обратно: а б с Хиршель, Прем и Маделунг, 2012, с. 185.
- ^ Палмер, Уильям Э. и Дональд В. Эллиотт, «Краткое описание программы сверхкритического крыла T-2C», Технология сверхкритического крыла НАСА SP-301: отчет о ходе оценок полета , февраль 1972 г., стр. 13–34.
- ^ Эндрюс, Уильям Х., «Состояние программы сверхкритического крыла F-8», Технология сверхкритического крыла НАСА SP-301: отчет о ходе оценок полета . НАСА, февраль 1972 г., стр. 49–58.
- ^ «Интернет-энциклопедия истории штата Вашингтон» . Поворотный момент 7: ухабистый путь: экономические бумы, спады и подъемы Сиэтла . Проверено 7 марта 2011 г.
- ^ «Нация: Разборки SST» . ВРЕМЯ . 29 мая 1971 года. Архивировано из оригинала 21 декабря 2008 года.
- ^ Хиршель, Прем и Маделунг 2012, стр. 390.
- ^ Открыть 2009, с. 251.
- ^ Ганс-Ульрих Мейер, Разработка стреловидного крыла в Германии до 1945 года, ISBN 3-7637-6130-6 . Возражение (1984 г.) против патента США НАСА на «сверхкритические профили», основанное на методах расчета К. Х. Кавалки (1940), с. 107. (на немецком языке)
- ^ Уорик 1979, с. 2127.
- ^ «НАСА и эпоха реактивных самолетов» . airandspace.si.edu . Проверено 27 июня 2020 г.
- ^ Рейс, Рикардо (1 декабря 2014 г.). «Бутылки кока-колы и морковь» . upmagazine-tap.com.
- ^ Халлион, Ричард П. «Тройная игра Ричарда Уиткомба» . airforcemag.com . Проверено 1 февраля 2010 г.
- ^ Андерсон, Дж.: Основы аэродинамики , с. 622. МакГроу-Хилл, 2001.
- ^ Там же. : с. 623.
- ^ «C-17 Globemaster III» (PDF) . НАСА . Май 1998 года.
- ^ Таннер, Клинтон Э., старший советник Bombardier Business Aircraft, «Влияние загрязнения передней кромки крыла на характеристики сваливания самолета» (сообщено в статье от 24 декабря 2018 г. в журнале Aviation Week & Space Technology Thin Margins in Winter взлетах ).
- ^ Хёрт, Х.Х. младший, «NAVAIR 00-80T-80, Аэродинамика для военно-морских авиаторов». Командование авиационных систем ВМФ, 1965, с. 86. на faa.gov
Библиография [ править ]
- Ганстон, Билл. «Аэробус, 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 .
- Уорвик, Грэм (23–29 декабря 1979 г.). «АВ-8Б Усовершенствованный Харриер» . Рейс Интернешнл . 116 (3693). Лондон, Великобритания: Reed Business Information: 2127–2142. ISSN 0015-3710 . Архивировано из оригинала 8 марта 2012 года . Проверено 22 июля 2011 г.