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 ламинарными профилями NACA 6-й серии . [1] Стандартные формы крыльев предназначены для создания более низкого давления в верхней части 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 начинают формироваться ударные волны . 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 несколько стран 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 .
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 в области авиации Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг называли 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 воздушный поток 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 используемого профиля можно значительно уменьшить серьезность этих проблем, 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 продукции 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 свои собственные исследования в области оптимальные конструкции трансзвукового профиля крыла, 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, 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, технология впоследствии была успешно применена на нескольких высоко-дозвуковых 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 мнению 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 крыла. [16] Примерно в это же время работа Кавалки, как сообщается, играла активную роль в проектировании новых авиалайнеров, таких как Airbus A310 . [9] Кроме того, некоторые самолеты были модернизированы и теперь оснащены сверхкритическими крыльями; такие как Hawker Siddeley Harrier , широко известный как прыжковый реактивный самолет Harrier , который имел модель AV-8B Harrier II второго поколения , 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. Противоударный корпус был 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 тела. самолет. [19] [20]
Supercritical airfoils feature four main benefits: they have a higher drag-divergence Mach number,[21] they develop shock waves farther aft than traditional airfoils,[22] they greatly reduce shock-induced boundary layer separation, and their geometry allows more efficient wing design (e.g., a thicker wing and/or reduced wing sweep, each of which may allow a lighter wing). At a particular speed for a given airfoil section, the critical Mach number, flow over the upper surface of an airfoil can become locally supersonic, but slows down to match the pressure at the trailing edge of the lower surface without a shock. However, at a certain higher speed, the drag-divergence Mach number, a shock is required to recover enough pressure to match the pressures at the trailing edge. This shock causes transonic wave drag and can induce flow separation behind it; both have negative effects on the airfoil's performance.
At a certain point along the airfoil, a shock is generated, which increases the pressure coefficient to the critical value Cp-crit, where the local flow velocity will be Mach 1. The position of this shockwave is determined by the geometry of the airfoil; a supercritical foil is more efficient because the shockwave is minimized and is created as far aft as possible, thus reducing drag. Compared to a typical airfoil section, the supercritical airfoil creates more of its lift at the aft end, due to its more even pressure distribution over the upper surface.
In addition to improved transonic performance, a supercritical wing's enlarged leading edge gives it excellent high-lift characteristics. Consequently, aircraft utilizing a supercritical wing have superior takeoff and landing performance. This makes the supercritical wing a favorite for designers of cargo transport aircraft. A notable example of one such heavy-lift aircraft that uses a supercritical wing is the Boeing C-17 Globemaster III.[23]
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 столкновении самолеты, использующие сверхкритические крылья, обычно оборудуются системами оповещения о встряхивании палки и системами восстановления толкателя рукоятки , чтобы соответствовать сертификационным требованиям. Поскольку ограждения крыла «предотвращают сваливание всего крыла одновременно», они также могут служить альтернативным средством восстановления в этом отношении. [25]
{{cite journal}}: Требуется цитировать журнал |journal=( помощь )