Сверхкритические профили крыла: снижение волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях.

Введение

Профиль, предназначенный в первую очередь для задержки возникновения волнового сопротивления в диапазоне трансонических скоростей.

Сверхкритический аэрофоль (supercritical airfoil в американском английском языке) — это профиль, предназначенный в первую очередь для задержки возникновения волнового сопротивления в диапазоне трансонических скоростей. Сверхкритические профили характеризуются своей сплющенной верхней поверхностью, сильно стреловидной ("опущенной вниз") задней частью и большим радиусом передней кромки по сравнению с формами ламинарных профилей серии NACA 6. Стандартные формы крыльев предназначены для создания пониженного давления над верхней поверхностью крыла. Распределение толщины и стреловидность крыла определяют, насколько воздух ускоряется вокруг крыла. Когда скорость самолета приближается к скорости звука, ускоряющийся воздух вокруг крыла достигает числа Маха 1, и начинают формироваться ударные волны. Образование этих ударных волн вызывает волновое сопротивление. Сверхкритические аэрофоли предназначены для минимизации этого эффекта за счет сглаживания верхней поверхности крыла. Истоки сверхкритического аэрофоля можно проследить до немецкого аэродинамика К. А. Кавалки, который разработал ряд профилей 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 разработала ряд передовых аэрофолей, которые, среди прочих программ, были включены в конструкцию Airbus A300. В Америке аэродинамик Ричард Уиткомб создал сверхкритические аэрофоли, аналогичные более ранним работам Кавалки; они были использованы для разработки сверхкритического крыла, которое, в свою очередь, было применено как в гражданской, так и в военной авиации. Соответственно, методы, полученные в результате изучения оригинальных сверхкритических профилей, были использованы для проектирования аэрофолей для ряда высокоскоростных дозвуковых и трансонических самолетов, от авиалайнеров Airbus A310 и Boeing 777 до штурмовика вертикального взлета и посадки McDonnell Douglas AV 8B Harrier II.

История

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 профилей, характеризующихся эллиптическими передними кромками, максимальной толщиной, расположенной на расстоянии до 50% хорды от передней кромки, и плоской верхней поверхностью. О результатах испытаний этих профилей сообщили Б. Гётерт и К. А. Кавальки в 1944 году. Формы профилей Кавальки были схожи с теми, что впоследствии были созданы американским аэродинамиком Ричардом Уиткомбом. Авторы в области авиации Эрнст Генрих Хиршель, Хорст Прем и Геро Маделунг считают сверхкритический профиль столь же важным с точки зрения аэродинамики, как и внедрение крыла со стреловидностью для высокоскоростных самолетов. В 1950-х и 1960-х годах ряд различных исследовательских самолетов, оснащенных обычными профилями, неоднократно сталкивались с трудностями при преодолении звукового барьера или даже достижении числа Маха 0,9. Сверхзвуковой поток воздуха над верхней поверхностью традиционного профиля вызывал чрезмерное волновое сопротивление, а также форму потери устойчивости, известную как сваливание на трансзвуковой скорости. Аэродинамики установили, что, правильно формируя профиль, можно значительно снизить серьезность этих проблем, позволяя самолету достигать гораздо более высоких скоростей; это и является основой сверхкритического крыла. Его конструкция позволяет крылу поддерживать высокие характеристики на скоростях, близких к числу Маха 1, по сравнению с традиционными аналогами. В 1962 году был представлен Vickers VC 10, крыло которого имело сверхкритические характеристики. VC 10 стал первым авиалайнером с крылом, секция которого была специально разработана для данного самолета (а не имела стандартной формы). Проект разрабатывался специалистами Vickers и британскими научно-исследовательскими институтами. В период с 1959 по 1968 год британский производитель аэрокосмической техники Hawker Siddeley Aviation, базирующийся в Хэтфилде, разработал собственные улучшенные профили, которые иногда называли профилями с задней загрузкой, напоминающими крышу. Исследования Hawker Siddeley впоследствии послужили основой для сверхкритического крыла Airbus A300, многонационального широкофюзеляжного авиалайнера, совершившего свой первый полет в 1972 году. Параллельно послевоенная Германия и Нидерланды также проводили собственные исследования в области оптимальных трансзвуковых профилей, стремясь поддержать программы гражданской авиации. До 1970-х годов большое внимание уделялось разработке профиля, обеспечивающего изэнтропическое сжатие, то есть возврат воздушного потока к дозвуковым скоростям без образования скачков уплотнения. В США сверхкритический профиль был областью исследований в 1960-х годах, и одной из ведущих американских фигур в этой области был Ричард Уиткомб. Специально модифицированный North American T-2C Buckeye служил ранним летающим стендом для сверхкритического крыла, выполняя многочисленные оценочные полеты в этот период в поддержку исследовательских усилий. После первоначальных летных испытаний новые профили испытывались на все более высоких скоростях на другом модифицированном военном самолете TF-8A Crusader. Хотя надкритический профиль первоначально разрабатывался NASA в рамках национальной программы сверхзвукового транспорта США, сверхзвуковой авиалайнер, для которого он предназначался, Boeing 2707, в конечном итоге был отменен из-за сочетания технических проблем и относительно высоких затрат. Тем не менее, эта работа стала одним из аспектов программы, переживших отмену основного проекта. Форма сверхкритического профиля была включена в конструкцию сверхкритического крыла. Таким образом, технология была успешно применена к нескольким высокосубзвуковым самолетам, значительно повышая их топливную эффективность. Ранние примеры включают авиалайнеры Boeing 757 и Boeing 767, оба из которых были разработаны в 1970-х годах. По словам Хиршеля, Према и Маделунга, сверхкритическое крыло считается важным элементом современных реактивных авиалайнеров, что подтверждается его использованием в модельном ряде Airbus. Примерно в это же время сообщалось, что работа Кавальки играла активную роль в разработке новых авиалайнеров, таких как Airbus A310. Внедрение сверхкритического профиля в современных реактивных самолетах снизило использование некоторых других методов уменьшения волнового сопротивления. Одним из таких методов было антиударное тело, также разработанное Ричардом Уиткомбом и немецким аэродинамиком Дитрихом Кюхенманом. Также известное как "тела Уиткомба" или "морковки Кюхенмана", оно тесно связано с правилом площадей, недавней инновацией, направленной на минимизацию волнового сопротивления за счет плавного изменения площади поперечного сечения по длине самолета.

The supercritical airfoil was first suggested by aerodynamicists in Germany during the Second World War. During 1940, K. A. Kawalki at Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt Berlin Adlershof designed a number of airfoils characterised by elliptical leading edges, maximal thickness located downstream up to 50% chord and a flat upper surface. Testing of these airfoils was reported by B. Göthert and K. A. Kawalki in 1944. Kawalki's airfoil shapes were similar to those subsequently produced by the American aerodynamicist Richard Whitcomb. The aviation authors Ernst Heinrich Hirschel, Horst Prem, and Gero Madelung have referred to the supercritical airfoil as being of equal importance, in terms of aerodynamics, as the innovation of the swept wing to high speed aircraft. During the 1950s and 1960s, a number of different high speed research aircraft equipped with conventional airfoils repeatedly encountered difficulties in breaking the sound barrier, or even reaching Mach 0.9. Supersonic airflow over the upper surface of the traditional airfoil induced excessive wave drag, as well as a form of stability loss known as Mach tuck. Aerodynamicists determined that, by appropriately shaping the airfoil used, the severity of these problems could be greatly reduced, allowing the aircraft to attain much higher speeds; this is the basis of the supercritical wing. Its design allows the wing to maintain high performance levels at speeds closer to Mach 1 than traditional counterparts. In 1962 the Vickers VC 10, which had wing super critical characteristics, was rolled out. The VC 10 was the first airliner to have a wing section that was specifically designed for the plane (rather than a standard shape). The design was worked on by the Vickers and UK research institutes. Between 1959 and 1968, the British aerospace manufacturer Hawker Siddeley Aviation, based in Hatfield, England, designed its own improved airfoil profiles, which were sometimes referred to as rooftop rear loaded airfoils. Hawker Siddeley's research subsequently served as the basis for the supercritical wing of the Airbus A300, a multinational wide body airliner which first flew during 1972. In parallel, postwar Germany and the Netherlands also conducted their own research efforts into optimal transonic airfoil designs, intending for these efforts to support civil aviation programmes. Up until the 1970s, there was considerable focus upon developing an airfoil that performed isentropic recompression, a shock free return of the airflow to subsonic speeds. In the United States, the supercritical airfoil was an area of research during the 1960s; one of the leading American figures in the field was Richard Whitcomb. A specially modified North American T 2C Buckeye functioned as an early aerial testbed for the supercritical wing, performing numerous evaluation flights during this period in support of the research effort. Following initial flight testing, the new airfoils were tested at increasingly higher speeds on another modified military aircraft, the TF 8A Crusader. While the supercritical airfoil had been initially worked on by NASA as part of the United States' National Supersonic Transport programme, the supersonic airliner that was being developed to harness it, the Boeing 2707, was ultimately cancelled due to a combination of technical challenges and relatively high costs. Despite this, the work was one aspect of the programme that survived the cancellation of its principal intended recipient. The supercritical airfoil shape was incorporated into the design of the supercritical wing. In such a manner, the technology has subsequently been successfully applied to several high subsonic aircraft, noticeably increasing their fuel efficiency. Early examples include the Boeing 757 and Boeing 767 airliners, both of which were developed during the 1970s. According to Hirschel, Prem and Madelung, the supercritical wing has been regarded as being an essential element of modern jetliners, pointing towards its use on Airbus' product range. Around this time, Kawalki's work was reportedly playing an active role in the design of new airliners, such as the Airbus A310. The adoption of the supercritical airfoil amongst modern jet aircraft has diminished the use of some other methods of decreasing wave drag. The anti shock body was one such method, having also been derived from Richard Whitcomb's work as well as that of the German aerodynamicist Dietrich Küchemann. Alternatively referred to as "Whitcomb bodies" or "Küchemann carrots", it is closely associated with the area rule, a recent innovation of the era to minimise wave drag by having a cross sectional area which changes smoothly along the length of the aircraft.

Преимущества

Суперкритические аэродинамические профили обладают четырьмя основными преимуществами: они имеют более высокое число Маха, при котором начинается увеличение сопротивления, они формируют ударные волны дальше по ходу потока, чем традиционные профили, они значительно снижают отрыв пограничного слоя, вызванный ударной волной, и их геометрия позволяет создавать более эффективные конструкции крыльев (например, крыло большей толщины и/или меньшей стреловидности, каждое из которых может позволить снизить вес крыла). При определенной скорости для данного профиля, называемой критическим числом Маха, поток над верхней поверхностью профиля может локально становиться сверхзвуковым, но замедляется до скорости, соответствующей давлению на задней кромке нижней поверхности, без образования ударной волны. Однако при более высокой скорости, соответствующей числу Маха, при котором начинается увеличение сопротивления, для восстановления необходимого давления на задней кромке требуется ударная волна. Эта ударная волна вызывает волновое сопротивление в трансзвуковой области и может спровоцировать отрыв потока за ней; оба этих явления негативно влияют на характеристики профиля. В определенной точке профиля возникает ударная волна, которая увеличивает коэффициент давления до критического значения Cp crit, при котором локальная скорость потока достигает единицы (числа Маха 1). Положение этой ударной волны определяется геометрией профиля; сверхкритический профиль более эффективен, поскольку ударная волна минимизируется и образуется как можно дальше по ходу потока, что снижает сопротивление. По сравнению с типичным профилем, сверхкритический профиль создает большую часть подъемной силы на задней части, благодаря более равномерному распределению давления по верхней поверхности. Помимо улучшенных трансзвуковых характеристик, увеличенный передний край сверхкритического крыла обеспечивает высокие подъемные свойства. Следовательно, самолеты, оснащенные сверхкритическим крылом, демонстрируют превосходные взлетно-посадочные характеристики. Это делает сверхкритические крылья предпочтительным выбором для конструкторов грузовых самолетов. Ярким примером тяжелого транспортного самолета, использующего сверхкритическое крыло, является Boeing C-17 Globemaster III.

Характеристики отсека

Поведение сверхкритического профиля существенно отличается от поведения низкоскоростных профилей. Пограничный слой вдоль передней кромки сверхкритического крыла начинается тонким и ламинарным при крейсерских углах атака. С увеличением угла атаки (AOA) этот ламинарный слой отрывается в узкой области, образуя короткий пузырь. Воздушный поток, ставший турбулентным, вновь прикрепляется к поверхности позади пузыря; при этом увеличение сопротивления не является чрезмерным. Однако, при достижении угла сваливания, возникает неблагоприятный градиент давления, и ударная волна может формироваться в тонком пограничном слое перед пузырем, даже на относительно низкой скорости. При критическом угле пузырь быстро расширяется ("лопается"), вызывая внезапный отрыв потока воздуха от всей поверхности крыла (от передней до задней кромки). Резкая потеря подъёмной силы усугубляется отсутствием традиционного "предупреждения" о сваливании или рыскания, которое обеспечивала бы низкоскоростная аэродинамическая форма. В связи с отсутствием предупреждения о рыскании, самолёты со сверхкритическими крыльями обычно оснащаются системами предупреждения о сваливании (stick shaker) и системами автоматического вывода из сваливания (stick pusher) для соответствия требованиям сертификации. Поскольку крыльевые ограждения "предотвращают одновременное сваливание всего крыла", они также могут служить альтернативным средством восстановления в данной ситуации.