Результат интеллектуальной деятельности: Способ исследования макета ламинаризированной поверхности

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, может найти применение в натурных и модельных испытаниях различных летательных аппаратов или их отдельных элементов.

Одним из путей существенного повышения аэродинамического качества магистральных пассажирских самолетов является снижение сопротивления трения, которое составляет около 50% от общего сопротивления. Поскольку сопротивление трения при турбулентном обтекании существенно возрастает, перспективной авиационной технологией направленной на снижение сопротивления, является ламинаризация обтекания. Известны различные устройства, которые обеспечивают уменьшение сопротивления тел при их движении в газовой или жидкостной средах путем затягивания ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП), т.е. увеличения части поверхности тела, обтекаемой ламинарным пограничным слоем за счет сокращения протяженности турбулентного слоя. Для достижения этой цели используются разные пути: отсос, тепловой метод и т.д. В период до середины 90-х годов проводились работы по созданию активных систем ламинаризации обтеканием самолета с помощью отсоса пограничного слоя и оценки их эффективности в условиях трубного эксперимента.

Известен способ управления пограничным слоем (патент RU №2081791, МПК В64С 21/02, 1997 г.), объектом исследования является крыло летательного аппарата содержащее отдельные элементы, представляющие в сечении аэродинамические профили, которые образуют его верхнюю поверхность с зазором между ними и крылом. Такая форма профиля крыла предлагается для формирования противотока в щели, который должен уменьшать толщину пограничного слоя в задней части крыла и увеличивать площадь разрежения. Недостатком данного устройства является то, что отсос пограничного слоя в задней части крыла сопряжен со значительным возмущением основного потока, возможен даже его отрыв в результате вдува воздуха в передней части крыла, поскольку этот вдув производится под значительным углом к направлению основного потока в месте наибольшего разрежения, где еще не сформировался пограничный слой. Поэтому достижение положительного суммарного эффекта от такого рода управления пограничным слоем может оказаться проблематичным.

Известно техническое решение, (патент US 6682022, МПК В64С 21/02, 2004), базирующееся на использовании микроперфорации, выполненной по специальной технологии. В данном способе управление пограничным слоем при обтекании какого-либо тела осуществляют в результате связи внутренней полости через микропоры с распределенным по поверхности тела давлением. При этом как отсос пограничного слоя, так и его вдув производят в направлении нормали к поверхности тела. Уменьшение пограничного слоя, вызванное его отсосом ниже по течению, может быть перекрыто его ростом, поскольку нормальный вдув выше по течению приведет к увеличению пограничного слоя, который при положительном градиенте давления ускоренно нарастает. Поэтому эффективность такого способа управления пограничным слоем в случае обтекания аэродинамического профиля требует дополнительных исследований.

Известно, что в полете проводилось изучение обтекания отсека крыла, поставленного вертикально на самолете ДБ-3 с целью получения характеристик профиля в условиях натурной турбулентности потока (Г.С. Бюшгенс, Е.Л. Бедржицкий, «ЦАГИ-центр авиационной науки», Изд-во Москва «НАУКА», стр. 59-60, 1993).

Используемый самолет не обладал достаточной скоростью полета, при исследуемых режимах не мог обеспечить подобие обтекания с натурными числами Рейнольдса.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа исследования макета ламинаризированной поверхности и оценка его эффективности в условиях как трубного эксперимента, так и летного эксперимента.

Техническим результатом является проведение испытаний макета ламинаризированной поверхности с натурной перфорацией обводообразующих панелей, обслуживаемых системой ламинаризации, отвечающий требованиям аэродинамического подобия натурному полету по числу Рейнольдса.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе исследования макета ламинаризированной поверхности, снабженной активной системой ламинаризации, содержащий микроперфорированную поверхность и систему отсоса пограничного слоя, заключающемся в установке макета на самолете-носителе и проведении испытательного полета, макет ламинаризированной поверхности размещают на верхней поверхности самолета-носителя, имеющего интегральную аэродинамическую компоновку крыло-фюзеляж, в вертикальной плоскости симметрии самолета-носителя в позиции, совпадающей с его центром масс, проводят испытательный полет в диапазоне скоростей крейсерского полета магистральных пассажирских самолетов на высотах от 3,0 км до 11,0 км, обеспечивают стабильность потока на макете и подобие обтекания при натурных числах Рейнольдса за счет достижения крейсерской скорости, равной числу 0,7÷0,85 М.

В качестве самолета-носителя используют летающую лабораторию, которая обеспечивает расширенные возможности проведения измерений и обеспечения требуемых параметров полета.

На фигуре 1 показан один из вариантов модели киля с перфорацией, показавший повышение аэродинамического качества на 4% при трубных испытаниях.

На фигуре 2 показан результат перфорации образцов при помощи лазерной прошивки с импульсом 10^-7 сек.

На фигуре 3 показан макет ламинированой поверхности (киль), установленный на летающую лабораторию.

На фигуре 4 показан монитор с повышенной информативностью для фиксации результатов эксперимента, установленный на летающей лаборатории.

Исследуемый макет ламинаризированной поверхности 1 является перфорированной моделью киля, отвечающей требованиям аэродинамического подобия натурному полету величиной числа Рейнольдса. Рациональный размах макета для исследований в многорежимной аэродинамической трубе с реализованным повышением давления в рабочей части для обеспечения аэродинамического подобия, отвечающий требованиям аэродинамического подобия натурному полету составляет ~ 2,5 м. При исследованиях макета 1 в аэродинамической трубе, микроперфорированный макет устанавливают на универсальный силовой узел 2. В ходе экспериментов были подтверждены ранее полученные результаты, показавшие повышение аэродинамического качества на 4% при трубных испытаниях (см. фиг. 1, 2). Макет киля 1 с микроперфорацией 3 (см. фиг 2, 3), был подготовлен для летного эксперимента на летающей лаборатории 4 (см. фиг 3, 4). В летных экспериментах используют в качестве самолета-носителя летающую лабораторию, разрабатываемую для исследования характеристик самолета перед организацией серийного производства, обеспечивают тем самым расширенные возможности проведения измерений и обеспечения требуемых параметров полета. Существенным требованием к исследованию ламинаризации в летном эксперименте является обеспечение скоростей, соответствующих крейсерскому полету магистральных пассажирских самолетов 0,7÷0,85 М. Использование изготовленного макета ламинаризированной поверхности 1 достаточно большого размера с микроперфорацией 3 обводооразующих панелей, обслуживаемых системой ламинаризации отвечает всем требованиям аэродинамического подобия натурному полету. Макет ламинаризированной поверхности киля 1 с микроперфорацией 3 обводооразующих панелей, устанавливают в вертикальной плоскости симметрии самолета-носителя 4, в позиции совпадающей с центром масс, в стабилизированном потоке, реализуемом на верхней поверхности носителя, установка в потоке идентичная, при испытаниях в аэродинамической трубе размещение макета 1 между килями в плоскости симметрии и центре масс обеспечило сохранение характеристик устойчивости и управляемости самолета-носителя, энерговооруженностью самолета-носителя обеспечивают проведение испытательных полетов в диапазоне скоростей крейсерского полета магистральных пассажирских самолетов (0,7-0,85)М, причем на высотах от 3,0 км до 11,0 км, Для подтверждения (валидации) результатов трубного эксперимента, а также получения наиболее достоверных оценок эффективности и рациональных параметров системы ламинаризации, проведены необходимые исследования микроперфорированного макета киля 1 в условиях летного эксперимента на различных высотах. Проведен ряд испытательных полетов в диапазоне скоростей крейсерского полета магистральных пассажирских самолетов 0,7-0,85 М, причем на высотах от 3,0 км до 11,0 км, тем самым обеспечивают для ламинаризированной поверхности киля с размахом 2,5 м подобие обтекания натурным крыльям в исследовательских полетах на малых высотах, оперением - на средних высотах, трубному эксперименту - на больших высотах. Характеристики устойчивости и управляемости, характерные для маневренных самолетов обеспечивают, при установленном макете ламинаризированной поверхности, установившийся полет с углами рыскания до ±3°, которые обеспечивают моделирование угла атаки в крейсерском полете для макета киля 1 ламинаризированной поверхности.

Использование летающей лаборатории 4 (фиг. 3) обеспечило проведение установившегося горизонтального полета со скоростями 0,7÷0,85 М с углом атаки не превышающим 2,5°; выполнение горизонтального полета в ускоренном диапазоне скоростей на высотах 3-11 км, возможность полета с постоянным углом рысканья (в горизонтальной плоскости) ±3°, результаты экспериментов фиксировались специальной аппаратурой, отображались на мониторе с повышенной информативностью 5 в режиме реального времени, и проводилась фиксация результатов эксперимента в памяти компьютера.

Результаты летных экспериментов по исследованию ламинаризации обтекания микроперфорированного макета киля подтвердили результаты, показавшие повышение аэродинамического качества на 4% как и при трубных экспериментах.