Сверхкритический аэродинамический профиль ( в американском варианте английского языка — supercritical airfoil ) — аэродинамический профиль, предназначенный в первую очередь для задержки возникновения волнового сопротивления в околозвуковом диапазоне скоростей.
Сверхкритические аэродинамические профили характеризуются уплощенной верхней поверхностью, сильно изогнутой («изогнутой вниз») задней частью и большим радиусом передней кромки по сравнению с формами ламинарных аэродинамических профилей NACA 6-й серии . [1] Стандартные формы крыла разработаны для создания более низкого давления над верхней частью крыла. Как распределение толщины, так и изгиб крыла определяют, насколько воздух ускоряется вокруг крыла. Когда скорость самолета приближается к скорости звука , воздух, ускоряющийся вокруг крыла, достигает числа Маха 1, и начинают формироваться ударные волны . Образование этих ударных волн вызывает волновое сопротивление. Сверхкритические аэродинамические профили разработаны для минимизации этого эффекта путем уплощения верхней поверхности крыла.
Истоки сверхкритического профиля крыла можно проследить до немецкого аэродинамика К. А. Кавалки, который спроектировал ряд профилей крыла во время Второй мировой войны . После окончания конфликта несколько стран продолжили исследования в этой области, включая Германию, Великобританию и Соединенные Штаты . В частности, Hawker Siddeley Aviation спроектировала ряд усовершенствованных профилей крыла, которые, среди прочих программ, были включены в Airbus A300 . В Америке аэродинамик Ричард Уиткомб создал сверхкритические профили крыла, похожие на более раннюю работу Кавалки; они были использованы для разработки сверхкритического крыла, которое, в свою очередь, было включено как в гражданские, так и в военные самолеты. Соответственно, методы, полученные в ходе исследований исходных сверхкритических профилей, использовались при проектировании 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 впервые был предложен аэродинамиками в Германии во время Второй мировой войны . В 1940 году К. А. Кавалки из Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt Berlin-Adlershof спроектировал ряд профилей, характеризующихся эллиптическими передними кромками, максимальной толщиной, расположенной ниже по потоку до 50% хорды, и плоской верхней поверхностью. Испытания этих профилей были описаны Б. Гётертом и К. А. Кавалки в 1944 году. Формы профилей Кавалки были похожи на те, которые впоследствии были созданы американским аэродинамиком Ричардом Уиткомбом . [2] Авторы в области авиации Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг ссылались на сверхкритический профиль как на имеющий такое же значение с точки зрения аэродинамики, как и нововведение стреловидного крыла для высокоскоростных самолетов. [3]
В 1950-х и 1960-х годах ряд различных высокоскоростных исследовательских самолетов, оснащенных обычными аэродинамическими профилями, неоднократно сталкивались с трудностями при преодолении звукового барьера или даже достижении числа Маха 0,9. Сверхзвуковой поток воздуха над верхней поверхностью традиционного аэродинамического профиля вызывал чрезмерное волновое сопротивление , а также форму потери устойчивости, известную как Маха tuck . Аэродинамики определили, что путем надлежащей формы используемого аэродинамического профиля серьезность этих проблем может быть значительно снижена, что позволит самолету достигать гораздо более высоких скоростей; это является основой сверхкритического крыла. Его конструкция позволяет крылу поддерживать высокие уровни производительности на скоростях, близких к числу Маха 1, чем у традиционных аналогов.
В 1962 году был представлен Vickers VC-10, имевший сверхкритические характеристики крыла. VC-10 был первым авиалайнером, имевшим специально разработанную для самолета секцию крыла (а не стандартную форму). Над проектом работали Vickers и исследовательские институты Великобритании. [4] [5] В период с 1959 по 1968 год британский производитель аэрокосмической техники Hawker Siddeley Aviation , базирующийся в Хэтфилде, Англия, разработал собственные улучшенные профили аэродинамического профиля, которые иногда называли профилями с задней загрузкой на крыше. Исследования Hawker Siddeley впоследствии послужили основой для сверхкритического крыла Airbus A300 , многонационального широкофюзеляжного авиалайнера, который впервые поднялся в воздух в 1972 году. [6] [7] Параллельно с этим послевоенная Германия и Нидерланды также проводили собственные исследования оптимальных конструкций трансзвукового аэродинамического профиля, намереваясь с помощью этих усилий поддержать программы гражданской авиации. [8] Вплоть до 1970-х годов основное внимание уделялось разработке аэродинамического профиля, который осуществлял бы изэнтропическую рекомпрессию, безударное возвращение воздушного потока к дозвуковым скоростям. [9]
В Соединенных Штатах сверхкритический профиль был областью исследований в 1960-х годах; одним из ведущих американских деятелей в этой области был Ричард Уиткомб. Специально модифицированный North American T-2C Buckeye функционировал как ранний воздушный испытательный стенд для сверхкритического крыла, выполняя многочисленные оценочные полеты в течение этого периода в поддержку исследовательской работы. [10] После первоначальных летных испытаний новые профили были испытаны на все более высоких скоростях на другом модифицированном военном самолете, TF-8A Crusader . [11]
Хотя над сверхкритическим профилем изначально работало NASA в рамках Национальной программы сверхзвукового транспорта США , сверхзвуковой авиалайнер, который разрабатывался для его использования, Boeing 2707 , в конечном итоге был отменен из-за сочетания технических проблем и относительно высоких затрат. [12] [13] Несмотря на это, работа была одним из аспектов программы, которая пережила отмену ее основного предполагаемого получателя. Сверхкритическая форма профиля была включена в конструкцию сверхкритического крыла.
Таким образом, эта технология впоследствии была успешно применена к нескольким высокодозвуковым самолетам, 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 считалось неотъемлемым элементом современных реактивных лайнеров, что указывает на его использование в линейке продукции Airbus. [9]
В 1984 году исследование Кавалки было приведено в качестве основы для формального возражения против патентной спецификации США, которая была выпущена для сверхкритического аэродинамического профиля. [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 перепроектированы для включения сверхкритических крыльев; например, Hawker Siddeley Harrier , широко известный как реактивный самолет Harrier Jump Jet , у которого была модель второго поколения AV-8B Harrier II , которая приняла новое цельное сверхкритическое крыло для улучшения крейсерских характеристик за счет задержки роста сопротивления и увеличения аэродинамического качества. [17]
Принятие сверхкритического аэродинамического профиля среди современных реактивных самолетов уменьшило использование некоторых других методов снижения волнового сопротивления. Антишоковое тело было одним из таких методов, также полученным из работы Ричарда Уиткомба, а также из работы немецкого аэродинамика Дитриха Кюхеманна . [18] Альтернативно называемое «телами Уиткомба» или «морковками Кюхеманна», оно тесно связано с правилом площадей , недавним нововведением эпохи для минимизации волнового сопротивления за счет плавного изменения площади поперечного сечения по длине самолета. [19] [20]
Сверхкритические аэродинамические профили имеют четыре основных преимущества: они имеют более высокое число Маха сопротивления-расхождения , [21] они создают ударные волны дальше сзади, чем традиционные аэродинамические профили, [22] они значительно уменьшают вызванный ударом отрыв пограничного слоя , и их геометрия позволяет более эффективную конструкцию крыла (например, более толстое крыло и/или уменьшенную стреловидность крыла, каждое из которых может позволить более легкое крыло). При определенной скорости для данного сечения аэродинамического профиля, критическом числе Маха , поток над верхней поверхностью аэродинамического профиля может стать локально сверхзвуковым, но замедляется, чтобы соответствовать давлению на задней кромке нижней поверхности без скачка уплотнения. Однако при определенной более высокой скорости, числе Маха сопротивления-расхождения , требуется скачок уплотнения, чтобы восстановить достаточное давление, чтобы соответствовать давлению на задней кромке. Этот скачок уплотнения вызывает трансзвуковое волновое сопротивление и может вызвать отрыв потока за ним; оба имеют отрицательное влияние на производительность аэродинамического профиля.
В определенной точке вдоль профиля генерируется скачок уплотнения, который увеличивает коэффициент давления до критического значения C p-crit , где локальная скорость потока будет равна 1 Маха. Положение этой ударной волны определяется геометрией профиля; сверхкритический профиль более эффективен, поскольку ударная волна минимизирована и создается как можно дальше сзади, тем самым уменьшая сопротивление . По сравнению с типичным сечением профиля сверхкритический профиль создает большую часть своей подъемной силы на заднем конце из-за более равномерного распределения давления по верхней поверхности.
В дополнение к улучшенным трансзвуковым характеристикам, увеличенная передняя кромка сверхкритического крыла придает ему превосходные характеристики подъемной силы. Следовательно, самолеты, использующие сверхкритическое крыло, имеют превосходные взлетно-посадочные характеристики. Это делает сверхкритическое крыло любимым для конструкторов грузовых транспортных самолетов. Ярким примером одного из таких тяжелых самолетов, использующих сверхкритическое крыло, является Boeing C-17 Globemaster III . [23]
Поведение сваливания сверхкритического профиля отличается от поведения низкоскоростных аэродинамических профилей. Пограничный слой вдоль передней кромки сверхкритического крыла начинается тонким и ламинарным при крейсерских углах. По мере увеличения угла атаки (AOA) этот ламинарный слой отделяется в узкой области и образует короткий пузырь. Воздушный поток, теперь турбулентный, снова присоединяется к поверхности позади пузыря; увеличение сопротивления не является экстремальным в этом состоянии. Однако, если AOA увеличивается до точки сваливания, создается неблагоприятный градиент давления, и ударная волна может образоваться в тонком пограничном слое перед пузырем, даже при относительно низкой скорости. При критическом угле пузырек быстро расширяется («лопается»), заставляя воздушный поток внезапно отделяться от всей поверхности (от передней до задней кромки). Резкая потеря подъемной силы усугубляется отсутствием традиционного «предупреждения» о сваливании или бафтинга , который обеспечивал бы низкоскоростной контур. [24]
Из-за отсутствия предупреждения о бафтовке самолеты, использующие сверхкритические крылья, обычно оснащаются системами оповещения о вибрациях и восстановления с помощью толкателя , чтобы соответствовать требованиям сертификации. Поскольку ограждения крыльев «предотвращают сваливание всего крыла одновременно», они также могут стать альтернативным средством обеспечения восстановления в этом отношении. [25]