RU2502639C2

RU2502639C2 - Method of lessening wave detachment in interaction of shock wave with boundary layer

Info

Publication number: RU2502639C2
Application number: RU2012110036/11A
Authority: RU
Inventors: Мурад Абрамович Брутян; Александр Владимирович Потапчик
Priority date: 2012-03-16
Filing date: 2012-03-16
Publication date: 2013-12-27
Also published as: RU2012110036A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed method comprises suction of flow portion via surface perforation into chamber above it at flow section behind the shock wave. Lengthwise vortex bundles are created nearby flow surface ahead of shock wave by forcing out some transverse flows from surface channels communicated via channel with chamber above said perforated surface. Said transverse jets are forced ahead of shock wave at angle of 30-60 degrees to flow surface across flow direction.

EFFECT: lower drag.

2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к летательным аппаратам околозвуковых скоростей, а также аэрогазодинамическим установкам и воздушно-реактивным двигателям с околозвуковыми скоростями потока.The invention relates to the field of aeronautical engineering, primarily to aircraft at transonic speeds, as well as aerodynamic installations and jet engines with transonic flow rates.

При полете летательных аппаратов при больших дозвуковых скоростях близких к скорости звука, а также в аэрогазодинамических установках и двигателях с околозвуковыми скоростями потока, на их поверхностях возникают зоны сверхзвуковых скоростей со скачками уплотнения, которые взаимодействуют с пограничным слоем на обтекаемой поверхности.When flying aircraft at high subsonic speeds close to the speed of sound, as well as in aerogasdynamic installations and engines with transonic speeds of flow, on their surfaces there are zones of supersonic speeds with shock waves that interact with the boundary layer on the streamlined surface.

На фигуре 1 представлена характерная картина взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем при околозвуковых скоростях, а на фигуре 2 представлено распределение давления на обтекаемой поверхности в области взаимодействия.Figure 1 presents a characteristic picture of the interaction of the shock wave with the boundary layer at transonic speeds, and Figure 2 shows the pressure distribution on the streamlined surface in the interaction region.

В результате этого взаимодействия скачок уплотнения может разделяться на два или несколько расходящихся веером скачков уплотнения и возникает течение 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.As a result of this interaction, the shock wave can be divided into two or more fan-shaped shock waves and there is a flow with intense vortex formation, which has received the common name "wave separation" (Figure 1). The occurrence of wave separation leads to a significant increase in aerodynamic drag, the occurrence of unsteady flow and undesirable vibrations of the aircraft structure.

Аналогичные явления имеют место в аэрогазодинамических установках и воздушно-реактивных двигателях с околозвуковыми скоростями потока.Similar phenomena take place in aerodynamic-gas installations and jet engines with transonic flow rates.

Известен способ ослабления волнового отрыва путем отсоса пограничного слоя из области взаимодействия со скачком уплотнения (патент GB 2064709 A D.cl.F2R 04.12.1980).A known method of attenuating wave separation by suction of the boundary layer from the area of interaction with the shock wave (patent GB 2064709 A D.cl.F2R 04/04/1980).

Известен также способ ослабления волнового отрыва путем выдува высоконапорных тангенциальных струй перед областью взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем (Bokser V.D., Wolkov A.V., Petrov A.V. Application of tangentional jet blowing for reduction of drag for supercritical airfoils at high subsonic speeds, TsAGI Science Journal. Vol.40, No.1, pp.9-21, 2009).There is also a method of attenuating wave separation by blowing out high-pressure tangential jets in front of the area of interaction of the shock wave with the boundary layer (Bokser VD, Wolkov AV, Petrov AV Application of tangentional jet blowing for reduction of drag for supercritical airfoils at high subsonic speeds, TsAGI Science Journal. Vol .40, No.1, pp. 9-21, 2009).

Общим недостатком данных способов является необходимость подвода дополнительной энергии для ослабления волнового отрыва. Для практического же использования более предпочтительны, так называемые «пассивные» способы ослабления волнового отрыва, не требующие подвода дополнительной энергии.A common disadvantage of these methods is the need to supply additional energy to attenuate wave separation. For practical use, the so-called “passive” methods of attenuating wave separation, which do not require the supply of additional energy, are more preferable.

Известен способ пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при околозвуковых скоростях для уменьшения сопротивления сверхкритического профиля путем выполнения на обтекаемой поверхности перед и за скачком уплотнения перфорированного участка поверхности с полостью под ней (Nagamatsu H.T., Dyer R. Supercrical airfoil drag reduction by passive shoch/boundary layer control in the Mach number range. 75 to 90, AIAA-85-0207). В данном способе осуществляется перетекание воздуха через перфорированный участок обтекаемой поверхности из зоны за скачком уплотнения в зону перед скачком уплотнения, что приводит к разделению прямого скачка уплотнения на группу косых скачков уплотнения у обтекаемой поверхности и уменьшению волнового сопротивления за счет ослабления интенсивности скачков уплотнения в области взаимодействия с пограничным слоем. Недостатком данного способа является то, что подвод заторможенного воздуха через перфорированную поверхность в зону перед скачком уплотнения приводит к утолщению пограничного слоя и уменьшению его энергии, что не способствует ослаблению волнового отрыва при взаимодействии пограничного слоя со скачком уплотнения.A known method of passively controlling the interaction of a shock wave with a boundary layer at transonic speeds to reduce supercritical profile resistance by performing a perforated surface portion with a cavity below it on a streamlined surface before and behind the shock wave (Nagamatsu HT, Dyer R. Supercrical airfoil drag reduction by passive shoch / boundary layer control in the Mach number range. 75 to 90, AIAA-85-0207). In this method, air flows through the perforated portion of the streamlined surface from the zone behind the shock wave to the zone before the shock wave, which leads to the separation of the direct shock wave into a group of oblique shock waves at the streamlined surface and a decrease in wave resistance due to the weakening of the intensity of the shock waves in the interaction region with a boundary layer. The disadvantage of this method is that the supply of inhibited air through a perforated surface into the zone before the shock wave leads to a thickening of the boundary layer and a decrease in its energy, which does not contribute to the weakening of wave separation during the interaction of the boundary layer with the shock wave.

По техническим признакам данный способ является наиболее близким к прелагаемому изобретению и является его прототипом.On technical grounds, this method is the closest to the proposed invention and is its prototype.

Задачей и техническим результатом изобретения является ослабление волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем, что приводит к снижению сопротивления крыльев, увеличению тяги воздушно-реактивных двигателей и уменьшению потерь энергии в аэрогазодинамических установках с околозвуковыми скоростями потока.The objective and technical result of the invention is to weaken wave separation during the interaction of the shock wave with the boundary layer, which leads to a decrease in wing resistance, an increase in thrust of jet engines and a decrease in energy losses in aerodynamic installations with transonic flow velocities.

Решение задачи и технический результат достигается тем, что в способе ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности, включающем отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения, у обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности.The solution of the problem and the technical result is achieved by the fact that in the method of attenuating wave separation during the interaction of the shock wave with the boundary layer on the streamlined surface, including the suction of a part of the stream through perforation in the surface into the cavity below it on the streamlined surface behind the shock wave, at the streamlined surface before the shock seals create longitudinal vortex bundles by blowing a number of transverse jets from the ducts in the surface, connected by a channel to the cavity under the perforated portion of the surface.

Кроме того, выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока.In addition, blowing the transverse jets before the shock wave is performed with an inclination at an angle of 30 ° -60 ° to the streamlined surface transverse to the direction of flow.

Сущность предлагаемого способа ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности состоит в отсосе части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. Отличие предлагаемого способа состоит в том, что у обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создаются продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй, из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности.The essence of the proposed method of attenuation of wave separation during the interaction of the shock wave with the boundary layer on the streamlined surface consists in the suction of a part of the stream through perforation in the surface into the cavity below it on the portion of the streamlined surface behind the shock wave. The difference of the proposed method is that longitudinal vortex bundles are created at the streamlined surface before the shock wave by blowing a number of transverse jets from the ducts in the surface connected by a channel to the cavity under the perforated surface area.

Для улучшения сворачивания и формирования вихревых жгутов выпускание поперечных струй перед скачком уплотнения предлагается выполнять с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Отсос части потока через перфорацию и выпускание ряда поперечных струй из протоков в поверхности происходит за счет перепада между высоким давлением за скачком уплотнения и низким давлением в области перед скачком уплотнения (Фиг.2). Ослабление волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности происходит за счет увеличения энергии пограничного слоя вихревыми жгутами, которые переносят в пограничный слой часть потока с высокой энергией из области над пограничным слоем.To improve the folding and the formation of vortex bundles, it is proposed to produce transverse jets before the shock wave with an inclination at an angle of 30 ° -60 ° to the streamlined surface transverse to the direction of flow. The suction of a part of the flow through perforation and the release of a number of transverse jets from the ducts in the surface occurs due to the difference between the high pressure behind the shock wave and low pressure in the area before the shock wave (Figure 2). The weakening of wave separation during the interaction of the shock wave with the boundary layer on the streamlined surface occurs due to an increase in the energy of the boundary layer by vortex bundles, which transfer part of the high-energy flow from the region above the boundary layer to the boundary layer.

Согласно имеющимся научным результатам, увеличение энергии пограничного слоя перед скачком уплотнения должно приводить к ослаблению отрывных явлений, и в частности, волнового отрыва.According to the available scientific results, an increase in the energy of the boundary layer before the shock wave should lead to the weakening of separation phenomena, and in particular, wave separation.

На фиг.3 представлен участок обтекаемой поверхности с осуществлением предлагаемого способа ослабления волнового отрыва.Figure 3 presents a plot of the streamlined surface with the implementation of the proposed method of attenuation of wave separation.

На фиг.4 представлено поперечное сечение участка обтекаемой поверхности в области выдува поперечных струй перед скачком уплотнения.Figure 4 shows the cross section of the streamlined surface in the region of blowing the transverse jets before the shock wave.

Изобретение осуществляется при известном или предварительно определенном положения скачка уплотнения 1 и направления потока на обтекаемой поверхности в области взаимодействия с пограничным слоем. На участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения осуществляют отсос части потока через перфорацию в поверхности 2 в полость 3 под ней (фиг.3). Перфорация в поверхности может быть выполнена в виде отверстий либо щелей, как показано на фиг 3.The invention is carried out at a known or predefined position of the shock wave 1 and the direction of flow on the streamlined surface in the area of interaction with the boundary layer. On the streamline surface behind the shock wave, a part of the stream is sucked out through perforation in the surface 2 into the cavity 3 below it (Fig. 3). Perforation in the surface can be made in the form of holes or slots, as shown in Fig 3.

У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные по потоку вихревые жгуты 4 путем выдува поперечных струй из протоков 5 в обтекаемой поверхности, соединяемых каналом 6 с полостью 3 под перфорированным участком поверхности.At the streamlined surface before the shock wave, longitudinally flowing vortex bundles 4 are created by blowing transverse jets from the ducts 5 in the streamlined surface connected by channel 6 to cavity 3 under the perforated surface section.

Для улучшения формирования продольных вихревых жгутов, выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Для этого протоки в поверхности выполняются с соответствующими наклонами (фиг.4).To improve the formation of longitudinal vortex bundles, blowing transverse jets before the shock wave perform at an angle of 30 ° -60 ° to the streamlined surface across the direction of flow. For this, the ducts in the surface are made with corresponding slopes (Fig. 4).

В настоящее время в ЦАГИ ведется подготовка к экспериментальной проверке степени эффективности предлагаемого изобретения для оценки целесообразности его использования в промышленности.Currently, TsAGI is preparing for experimental verification of the degree of effectiveness of the invention in order to assess the feasibility of its use in industry.

Claims

1. A method of attenuating wave separation during the interaction of a shock wave with a boundary layer on a streamlined surface, including the suction of a part of the stream through perforation in the surface into a cavity below it on a section of the streamlined surface behind the shock wave, characterized in that longitudinal swirls are created at the streamlined surface before the shock wave harnesses by blowing a number of transverse jets from the ducts in the surface, connected by a channel to the cavity under the perforated portion of the surface.

2. The method according to claim 1, characterized in that the blowing of the transverse jets before the shock wave is performed with an inclination at an angle of 30-60 ° to the streamlined surface across the direction of flow.