Способ торможения сверхзвукового потока

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей, а также к сверхзвуковым воздухозаборникам турбореактивных двигателей и к аэродинамическим трубам сверхзвуковых скоростей.

Торможение сверхзвукового потока осуществляется на поверхностях крыльев летательных аппаратов при полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, в сверхзвуковых воздухозаборниках турбореактивных двигателей, а также в диффузорах аэродинамических труб сверхзвуковых скоростей. В силу особенностей сверхзвуковых течений торможение сверхзвукового потока, как правило, происходит с образованием одного или нескольких скачков уплотнения, в которых происходит резкое торможение потока до дозвуковой скорости и повышение давления потока (см., например, И. Гошек, Аэродинамика больших скоростей).

Основным недостатком способа торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является значительная потеря кинетической энергии и полного давления сверхзвукового потока, что приводит к возникновению волнового сопротивления крыла и значительному росту суммарного сопротивления летательного аппарата, к уменьшению степени сжатия воздуха в сверхзвуковом воздухозаборнике и снижению тяги турбореактивного двигателя, а также к увеличению энергетических затрат при работе сверхзвуковых аэродинамических труб.

Дополнительным недостатком торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является также то, что при полете летательных аппаратов при больших дозвуковых скоростях, близких к скорости звука, а также в аэрогазодинамических установках и двигателях с околозвуковыми скоростями потока скачки уплотнения взаимодействуют с пограничным слоем на обтекаемой поверхности.

В качестве основного характерного примера рассмотрим торможение сверхзвукового потока, происходящее в сечениях крыла при околозвуковых скоростях.

На фиг. 1 представлена характерная картина обтекания со скачком уплотнения и взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности при околозвуковых скоростях, а на фиг. 2 представлено распределение давления на обтекаемой поверхности в области взаимодействия. В результате этого взаимодействия, скачок уплотнения может вызывать возникновение течения с интенсивным вихреобразованием, получившее распространенное название «волновой отрыв» (Фиг. 1). Возникновение волнового отрыва приводит к значительному росту аэродинамического сопротивления, возникновению нестационарности обтекания и нежелательным вибрациям конструкции летательного аппарата.

Аналогичные явления имеют место в свехзвуковых аэродинамических трубах и в сверхзвуковых воздухозаборниках воздушно-реактивных двигателей.

Для уменьшения данных недостатков на крыльях летательных аппаратов известно проведение торможения сверхзвукового потока с помощью системы косых скачков уплотнения, создаваемых у поверхности летательного аппарата, например, с помощью дополнительных тел (см. патент США 2,967,030 CL 244-41, R. Whitcomb 13.10.1957). В сверхзвуковых воздухозаборниках для создания косых скачков уплотнения устанавливают специальные конусы и клинья (см., например, Абрамович Г.Н. Газовая динамика воздушно-реактивных двигателей, М., 1947 г.). Однако эффективность данного способа торможения невелика, поскольку создание дополнительных косых скачков уменьшает потери полного давления при торможении сверхзвукового потока не более чем на 20-30%, а установка дополнительных тел для создания косых скачков уплотнения создает значительное сопротивление.

По техническим признакам данный способ является наиболее близким к прелагаемому изобретению и является его прототипом.

Задачей и техническим результатом изобретения является существенное уменьшение потерь полного давления при торможении сверхзвукового потока, что позволит существенно снизить волновое сопротивление крыльев летательных аппаратов при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, увеличить тягу воздушно-реактивных двигателей и уменьшить потери энергии в аэродинамических трубах со сверхзвуковыми скоростями потока.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе торможения сверхзвукового потока, включающем создание скачков уплотнения, скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.

Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют, например, путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.

Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности.

Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания периодических чередующихся отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

Сущность предлагаемого изобретения состоит в том, что скачки уплотнения, движущиеся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения, имеют меньшую интенсивность, за счет уменьшения скорости потока относительно скачка, и тормозят сверхзвуковой поток с существенно меньшими (до десятков раз) потерями полного давления по сравнению со скачками уплотнения, не перемещающимися относительно обтекаемой поверхности.

Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

На фиг. 3 представлена принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем деформации обтекаемой поверхности.

На фиг. 4 представлены принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

Предлагаемый способ осуществляют на поверхности 1, обтекаемой сверхзвуковым потоком с числом Маха М>1 (Фиг. 3). В области, где необходимо провести торможение сверхзвукового потока, создают систему скачков уплотнения 2, движущихся в направлении потока со значениями скоростей М_ск меньшими разницы значений скоростей потока Μ₁ перед скачками уплотнения и скоростью звука перед скачками уплотнения М=1 (М_ск<М₁-1).

Создание движущихся скачков уплотнения 2 может быть осуществлено путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока со скоростями равными скоростям создаваемых ими движущихся скачков уплотнения, М_ск.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций обтекаемой поверхности (фиг. 3). Бегущие деформации могут быть созданы при выполнении деформируемого участка обтекаемой поверхности 4 из биморфных пьезокерамических материалов.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть также выполнено путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха через перфорированные участки обтекаемой поверхности 5 (Фиг. 4).

Периодический отсос-выдув на соседних перфорированных участках проводят со сдвигом фаз, создающим у обтекаемой поверхности поперечные волны 3, бегущие в направлении потока.

Периодический поперечный отсос-выдув у обтекаемой поверхности может быть осуществлен, например, с помощью электромагнитных мембранных насосов 6 (фиг. 4).

Проведенные газодинамические расчеты показали, что использование предлагаемого способа может позволить существенно уменьшить потери полного давления при торможении сверхзвукового потока.

1. Способ торможения сверхзвукового потока, включающий создание скачков уплотнения, отличающийся тем, что скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания поперечных деформаций контура обтекаемой поверхности, движущихся в направлении потока.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.