СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА
Для уменьшения сопротивления частей самолета в настоящее время применяются следующие основные мероприятия.
Крыло
1. Переход на свободнонесущие монопланные конструкции крыльев.
2.Уменьшение площади крыльев за счет увеличения нагрузки на 1 м2.
3. Отказ от гофрированной обшивки с большим сопротивлением трения и замена ее гладкой, полированной. Это дает уменьшение сопротивления крыла на 10—15% и увеличение максимальной скорости самолета до 5%, на обшивке крыла не должно быть никаких выступов, отверстий, не перекрытых щелей и вмятин. Особенно большое сопротивление’ создают головки заклепок, заклепочные швы и т. п., поэтому на всех новых самолетах заклепки ставятся впотай.
4.Применение зализов и обтекателей в местах переходов от крыла к фюзеляжу.
Фюзеляж
1.Дальнейшее улучшение обтекаемости путем: уменьшения миделя (Ми́дель, ми́делевое сече́ние (от нидерл. middel, буквально — средний, середина) — наибольшее по площади поперечное сечение тела, движущегося в воде или воздухеМи́дель, ми́делевое сече́ние (от нидерл. middel, буквально — средний, середина) — наибольшее по площади поперечное сечение тела, движущегося в воде или воздухе), применения хорошо обтекаемых форм, устранения выступающих частей и отверстий, применения гладкой обшивки и зеркальной полировки ее поверхности.
2.Широкое применение обтекателей на всех узлах и сопряжениях с другими частями самолета.
Двигательная установка
1.Уменьшение габаритов двигателей, в особенности звездообразных воздушного охлаждения.
2.Широкое применение кольцевых обтекателей и капотов на моторах и улучшение аэродинамике капотов рядных авиадвигателей.
3.Уменьшение габаритов радиаторов путем перехода па охлаждение высококипящими жидкостями, усовершенствование и применение тоннельных радиаторов и крыльевых — с поверхностным охлаждением.
Шасси
Реконструкция шасси, осуществляемая отказом от громоздких много- подкосных шасси и переходом к новым типам: консольному (одно подкосному), пирамидальному и убирающемуся в полете внутрь крыльев или фюзеляжа.
Убирающееся шасси, повышает максимальную скорость полета на 15—20%, а замена много подкосного шасси одно подкосным увеличивает скорость на 8—10%.
Хвостовое оперение
1. Применение тонких профилей и зеркальная полировка поверхности. Тщательное перекрытие всех щелей между неподвижными и подвижными частями.
2.Отказ от применения роговой и осевой компенсаций для разгрузки управления. Широкое применение внутренних кабанчиков управления и внутренней проводки к ним.
3. Устройство зализов в местах стыка частей оперения с фюзеляжем.
Подъёмная сила — одна из составляющих полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком.
Рисунок 6. Направление подъемной силы
Опытным путем Бернулли установил, что статическое давление в потоке жидкости или газа обратно пропорционально скорости потока в данной точке, что означает то, что в тех точках, где скорость потока выше давление – ниже. На практике легче понять это выражение на примере: когда у входа на эскалатор на станции метро образуется большое столпотворение людей, то возникает давка (перед эскалатором), а когда вы входите на эскалатор и начинаете подниматься, то на ступени стоит максимум 2 человека и скорость вашего движения выше, а т. н. «столпотворение» (давление) ниже.
Так «действует» и жидкость в трубе переменного поперечного сечения. А теперь, мысленно можно представить себе, что данную трубу «развернули» и разложили на 2 поверхности, как крыло самолета. Одна из них (верхняя) имеет большую кривизну (выпуклость), а нижняя имеет меньшую выпуклость ( практически ровная). Так получаем, согласно уравнению неразрывности струи потока жидкости (или газа) уже понятное физическое явление – разность давлений на верхней и нижней части крыла. Получаем, что на нижней поверхности скорость потока ниже и статическое давление выше, а на верхней части статическое давление ниже (т.к. скорость потока выше, ввиду геометрической разности длин). Это простое объяснение для крыла классического профиля и бесконечно большого размаха.
В жизни такое крыло сделать нереально. Поэтому применим математические свойства к решению данной задачи: конечный размах, нормальный вектор к профилю, граница профиля, величину давления, тогда получим следующее выражение:
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВС ГА
В соответствии с кодексом Международной авиационной федерации летательные аппараты делятся на классы, например:
— класс А — свободные аэростаты;
— класс В — дирижабли;
— класс С — воздушные суда, вертолеты, гидросамолеты и т.д;
— класс S — космические модели.
Помимо этого, класс С делится на четыре группы, в зависимости от силовой установки. Также, все гражданские воздушные суда группируют по классам в зависимости от их взлетной массы:
— класс первый — 75 т и более;
— класс второй — 30-75 т;
— класс третий — 10-30 т;
— класс четвертый — до 10 т.
Тип воздушного судна — это категория, объединяющая определенные классы воздушных судов обусловленных технико-экономическими характеристиками.
Воздушное судно — летательный аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет его взаимодействия с воздухом, отличным от взаимодействия с воздухом, отраженным от земной поверхности.
Самолет — летательный аппарат тяжелее воздуха для полетов в атмосфере с помощью силовой установки создающей тягу и неподвижного крыла, на котором при движении в воздушной среде образуется аэродинамическая подъемная сила.
Самолеты можно классифицировать по множеству признаков, однако они взаимосвязаны и образуют единую систему воздушных судов, которая находится в постоянном движении под воздействием множества рыночных факторов.
Классификация воздушных судов возможна в зависимости от характеристики аэродинамической схемы, под которой понимают некоторую систему несущих поверхностей воздушного судна. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности — крылья, создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности — оперение, предназначенное для стабилизации воздушного суда и управления его полетом. Различают следующие виды аэродинамических схем, в соответствии с рисунком 7.
Рисунок 7 — Аэродинамические схемы воздушных судов
Воздушные суда по отдельным признакам аэродинамической схемы классифицируются в первую очередь по конструктивным характеристикам крыла, в соответствии с рисунком 8.
Также воздушные судна, возможно, классифицировать по схеме фюзеляжа — в зависимости от типа силовых элементов, в зависимости от конструктивных характеристик шасси — которые различают по расположению опор шасси, по силовой установке — в зависимости от типа двигателя, количества двигателей и их расположения.
Рисунок 8 — Конструктивные характеристики крыла воздушных судов
Особое значение для гражданской авиации имеет классификация воздушных судов в зависимости от их дальности полета, в соответствии с рисунком 9:
— ближнее магистральное (основных авиалиний) воздушное судно, с дальностью полета — 1000-2500 км;
— среднее магистральное воздушное судно, с дальностью полета — 2500-6000 км;
— дальнее магистральное воздушное судно, с дальностью полета свыше 6000 км.
Рисунок 9 — Классификация воздушных судов
в зависимости от зон дальности
Россия — страна протяженностью почти 10 000 км, и конечно необходимы дальние магистральные, средние магистральные и региональные воздушные суда. Модельный ряд выпускаемых российскими авиапредприятиями воздушных судов выглядит следующим образом.
Дальние магистральные воздушные суда типа Ил-96-300, Ил-96-400М, Ту-204-300 позволяющие перевозить от 164-436 пассажиров в зависимости от компоновки пассажирского салона на расстояние до 6500 км.
Средние магистральные воздушные суда типа Ту-134, Ту-204-100, Ту-204СМ, Ту-214, SSJ-100, а также приоритетная программа по выпуску МС-21-200 (до 150 пассажиров), МС-21-300 (до 180 пассажиров) и МС-21-400 (210 пассажиров) и Ан-148 позволяют перевозить 160-210 пассажиров, дальность полета до 4300 км [26, 27, 28, 29, 30. 31, 32, 33].
В ближнем магистральном сегменте имеется машина «Гражданских Самолетов Сухого» (ГСС) в основной размерности 95 кресел.
Региональная авиация располагает воздушными судами, типа Ан-140 с вместительностью 50-ти кресел, Ан-38 — 30-ти местное воздушное судно.
Источник
Способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке
Изобретение относится к аэродинамике. Способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела заключается в импульсно-периодическом энергетическом воздействии на встречный поток газа. Указанное воздействие осуществляют путем подачи высоковольтного напряжения вдоль поверхности сегнетоэлектрического элемента, размещенного в лобовой части тела. Изобретение позволяет снизить энергозатраты на образование приповерхностной плазмы и упростить способ. 1 ил.
Изобретение относится к области аэродинамики, в частности к способам снижения аэродинамического сопротивления тел в сверхзвуковом потоке, и может быть использовано при конструировании летательных аппаратов.
Известен способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке, заключающийся в импульсно-периодическом энергетическом воздействии на встречный поток газа, например, путем подачи струи газа с частицами твердого материала навстречу потоку и одновременным производством колебательных движений головной частью твердого тела относительно центра ее тяжести [1] (Патент РФ N 2085765, кл. F 15 D 1/10, опубл. 1997, Бюл. N 21). Недостатком такого способа является то, что в реальных летательных аппаратах невозможно придать колебательные движения головной части тела. В результате этот способ применим только в лабораторных аэродинамических установках.
Известен способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке, также заключающийся в импульсно-периодическом энергетическом воздействии на встречный поток газа, но в отличие от [1] это воздействие осуществляют с помощью излучения импульсного лазера [2] (Третьяков П. К. , Гаранин А.Ф., Грачев Г.Н. и др. Управление сверхзвуковым обтеканием тел с использованием мощного оптического пульсирующего разряда // ДАН. 1996. Том 351, N 3. С. 339-340). Этот способ выбран нами за прототип. Основными этапами осуществления данного способа являются формирование потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировка и излучение в атмосферный воздух, создание в нем области энерговыделения. В результате перед головной частью летательного аппарата формируется объемный плазменный канал, являющийся причиной снижения интенсивности ударных волн перед летательным аппаратом.
Недостатками способа [2] является то, что он требует существенных энергозатрат на уменьшение аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке. Это связано, главным образом, с низкой эффективностью преобразования электрической энергии в оптическое квантовое излучение и низким коэффициентом поглощения лазерного излучения газовой средой. Помимо этого, данный способ не отличается простотой, так как для его реализации требуется осуществление достаточно сложных этапов преобразования энергии.
В связи с этим задачей является нахождение более простого способа уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке, отличающегося более низкими энергозатратами.
Технический результат, который достигается от использования изобретения, заключается в исключении энергоемких этапов преобразования энергии, в том числе существенном снижении энергозатрат на уменьшение аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке с одновременным упрощением применяемого для этих целей способа.
Предлагаемый способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке, заключающийся в импульсно-периодическом энергетическом воздействии на встречный поток газа, осуществляется путем подачи импульсно-периодического высоковольтного напряжения вдоль поверхности сегнетоэлектрического элемента, размещенного в лобовой части летательного аппарата. Этот способ основан на явлении зажигания электрического разряда вдоль поверхности сегнетоэлектрика, что приводит к образованию слоя приповерхностной плазмы. Сегнетоэлектрический элемент выполняется в виде обтекаемого тела, размещенного на центральной части летательного аппарата. В центр сегнетоэлектрического элемента параллельно движению летательного аппарата помещается металлический электрод. Вторым электродом является сам корпус летательного аппарата. К этим двум электродам прикладываются периодически следующие импульсы высокого напряжения. В результате этого вдоль поверхности сегнетоэлектрического элемента зажигается электрический разряд. Такое расположение электродов позволяет создать слой приповерхностной плазмы на обтекателе.
Экспериментально установлено [3] (Дубинов А.Е., Садовой С.А., Селемир В. Д. Измерение скорости ударных волн в воздушной плазме ВЧЕ-разряда // Вторая нижегородская сессия молодых ученых, тезисы докладов, 1997), что скорость распространения ударных волн в ионизованной газовой среде выше скорости распространения ударных волн в газе в отсутствие ионизации при прочих равных условиях. В [3] также показано, что при увеличении концентрации заряженных частиц отношение скорости ударных волн в плазме к скорости ударных волн в газе при одинаковых условиях возрастает. Это приводит к снижению интенсивности ударных волн перед летательным аппаратом, к отрыву фронта ударной волны от поверхности обтекателя и, как следствие, к уменьшению лобового сопротивления обтекаемого тела.
Таким образом, энергия импульсно-периодического высоковольтного генератора напрямую переходит в энергию ионизации без каких-либо дополнительных энергопреобразований (то есть энергоемкие этапы преобразования энергии исключены), что сокращает до минимума количество необходимых для осуществления предлагаемого способа составных элементов. В результате предлагаемый способ является более простым и энергетически выгодным по сравнению с прототипом. Образование приповерхностной, а не объемной плазмы также приводит к снижению энергозатрат. Кроме того, сегнетоэлектрик, являясь диэлектриком с большим значением диэлектрической постоянной, способствует снижению энергетического порога возникновения поверхностного разряда.
На чертеже изображено устройство, на основе которого можно реализовать предлагаемый способ.
Цифрами обозначены: высоковольтный электрод — 1, сегнетоэлектрический элемент — 2, изолятор — 3, корпус летательного аппарата (общий электрод) — 4, источник импульсно-периодического высоковольтного напряжения — 5.
В указанном устройстве предлагаемый способ осуществляется следующим образом.
В режиме сверхзвукового обтекания газом твердого тела запускают импульсно-периодический высоковольтный генератор 5, импульс которого прикладывают к электродам 1, 4. Изолятор 3 используется для предотвращения электрического пробоя. При этом вдоль поверхности сегнетоэлектрического элемента 2 зажигается электрический разряд. Это приводит к ионизации газовой среды перед лобовой частью в приповерхностном слое обтекаемого тела, соответственному увеличению скорости распространения ударной волны, отрыву фронта ударной волны от поверхности обтекателя и, как следствие, к уменьшению аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке газа.
Таким образом, образование приповерхностной плазмы на обтекателе в результате применения только импульсно-периодического высоковольтного воздействия вдоль поверхности сегнетоэлектрика делает предлагаемый способ более простым и энергетически выгодным по сравнению с прототипом.
При использовании сегнетоэлектрического элемента, изготовленного из керамики семейства титаната бария толщиной 10 мм, с длиной межэлектродного промежутка 15 мм, необходим импульс напряжения порядка 3 кВ с длительностью импульса не менее 1 мкс. Проверенная частота запуска импульсно-периодического высоковольтного генератора составляет 50 Гц.
Оценки показывают, что в зависимости от условий обтекания, возможно снижение лобового сопротивления за счет использования предлагаемого способа на 10-30%.
Способ уменьшения аэродинамического сопротивления тела в сверхзвуковом потоке, заключающийся в импульсно-периодическом энергетическом воздействии на встречный поток газа, отличающийся тем, что импульсно-периодическое воздействие осуществляют путем подачи высоковольтного напряжения вдоль поверхности сегнетоэлектрического элемента, размещенного в лобовой части тела.
Источник
