Способы управления пограничным слоем

Управление пограничным слоем

Суть управления пограничным слоем заключается в обеспечении безотрывного обтекания крыла в достаточно большом диапазоне углов атаки за счет увеличения энергии пограничного слоя. В этом смысле принцип работы управления пограничным слоем не отличается от принипа работы закрылков и предкрылков. Различие состоит лишь в величине энергии, сообщаемой пограничному слою.

Из различных способов управления пограничным слоем наибольшее распространение получил способ, основанный на выдуве через щель или систему щелей тонкой струи воздуха, вытекающей с большой скоростью тангенциально к поверхности крыла. Место выдува соответствует зоне наиболее вероятного появления отрыва потока, то есть в районе носка крыла и на «колене» закрылка. Управление пограничным слоем с помощью отсоса пограничного слоя применяется реже из за трудностей реализации. Эффективность сдува характеризуется безразмерным коэффициентом импульса выдуваемой струи.

— массовый расход воздуха в системе сдува.

— скоростной напор невозмущенного потока

S — площадь крыла.

Приращения коэффициента подьемной силы при управлении пограничным слоем в основном определяется двумя параметрами — величиной коэффициента импульса и углом отклонения закрылка .

Кривые имеют характерный излом, за которым интенсивность приращения резко уменьшается.

Точка излома определяет величину коэффициента импульса , при которой обеспечивается безотрывное обтекание профиля. Дальнейшее увеличение происходит за счет изменения циркуляции.

Представляет интерес определение величины коэффициента импульса , соответствующего собственно управлению пограничным слоем. В общем случае зависит не только от угла отклонения закрылка, но и от ширины щели, угла атаки и соотношения скоростей . Для приближенных расчетов можно воспользоваться следующей формулой:

При этом более высокие значения соответствуют большему значению относительной ширины щели s/b (s — ширина щели, b — хорда крыла)

Зная величину можно определить величину импульса , обеспечивающую при выбранной удельной нагрузке на крыло потребное значение c_y

Связь между величиной импульса и параметрами воздуха, выдуваемого через щель, при условии изотропического расширения определяется следующим соотношением:

— отношение теплоемкостей (для воздуха 1,4)

R — газовая постоянная (29,27 м/К)

Т_д — абсолютная температура воздуха в канале, подводящим воздух к соплу в К

— давление воздуха в свободном потоке

— полное давление воздуха в канале перед соплом

— удельный вес воздуха (1,224 кгс/м 3 )

s_щ = sl — площадь щели в м 2

Варьируя величиной давления в канале, а также пложадью щели можно получить потребную величину импульса при умеренных количествах воздуха, отбираемого от компрессора двигателя.

Следует учитывать, что выбор высокого давления воздуха в канале при большой скорости истечения является наивыгоднейшим путем достижения заданного значения импульса струи, так как это позволяет обойтись меньшим количеством воздуха, облегчает размещение трубопроводов в крыле, а также ведет к повышению эффективности сдува за счет увеличения отношения

Расчеты, а также результаты, полученные на реальных самолетах показывают, что за счет управления пограничным слоем можно получить значения коэффициента подьемной силы 5 — 6. Реализация столь высоких значений возможна при соответствующем повышении эффективности оперения, в частности за счет применения управления пограничным слоем на самом оперении.

Важной проблемой применения управление пограничным слоем является обеспечение равномерности выдува на левой и правой половинах крыла и оперения, в том числе и при отказах двигателей. Кроме того, управление прграничным слоем может быть использовано для улучшения летных характеристик на крейсерском режиме.

по материалам:
А.А. Бадягин С.М. Егер «Проектирование самолетов»

Источник

Управление пограничным слоем

Значительное уменьшение посадочной скорости и сокращение длин разбега и пробега самолета могут быть достигнуты при применении управления пограничным слоем. Установка на современных скоростных самолетах мощных турбовинтовых и особенно турбореактивных двигателей, имеющих большие расходы воздуха, создала благоприятные возможности для управления пограничным слоем. Управление пограничным слоем осуществляется либо путем отсасывания, либо путем сдувания.

Отсасывание пограничного слоя может производиться через щель или через пористый участок, расположенный на верхней поверхности крыла.

В этом случае срыв потока затягивается на большие углы атаки, что ведет к повышению C_{Ya max}(рис.14).

Щель или пористую поверхность лучше всего располагать в зоне разрежения у наибольшего градиента давления. У тонких профилей эта зона находится на верхней поверхности у передней кромки.

Эффективность отсасывания зависит от места положения щели или пористого участка, их размеров и количества отсасываемого воздуха. Отсасывание воздуха через щель и пористую поверхность позволяет получить в полете высокие значения C_{Ya max}. Но так как C_{Ya max} получается при очень больших углах атаки, практическое использование этого способа управления пограничным слоем сильно затруднено из-за ограничений, накладываемых на угол атаки высотой шасси и условиями обзора.

Чтобы устранить этот недостаток, лучше производить отсасывание пограничного слоя у передней кромки отклоненного закрылка, так как здесь также расположена зона разрежения. Здесь значительное увеличение коэффициента подъемной силы достигается при неизменном критическом угле атаки (рис.15).

1-без отсасывания, закрылок не отклонён;

2-без отсасывания, закрылок отклонён;

3-с отсасыванием, закрылок отклонён.

C_{Ya max} в значительной степени зависит от размеров закрылка, относительной толщины профиля, формы крыла в плане, расходов воздуха и некоторых других факторов.

Сдувание пограничного слоя, как показали эксперименты, наиболее целесообразно производить в зонах разрежения и больших градиентов давления, т.е. на верхней поверхности крыла у передней кромки профиля и у оси вращения закрылка.

Сдувание пограничного слоя путем выдувания воздуха у передней кромки крыла (рис.16) позволяет затянуть срыв потока на большие углы атаки.

Но ухудшение обзора и необходимость применения высокого шасси для получения больших углов атаки, которым соответствуют высокие значения C_Ya, затрудняют практическое применение этого способа управления пограничным слоем.

Применение выдувания воздуха вблизи оси вращения закрылка позволяет получить значительное приращение C_Ya при приемлемых углах атаки(рис.17).

1-без выдувания, закрылок не отклонён;

2-без выдувания, закрылок отклонён;

3-с выдуванием, закрылок отклонён.

Последний способ управления пограничным слоем – выдувание воздуха над закрылком – получил наибольшее распространение.

Объясняется это двумя причинами. Во-первых, конструктивной простотой системы выдувания в сравнении с системой отсасывания. Воздух, необходимый для выдувания, забирается из компрессора турбореактивного двигателя, в то время как для отсасывания необходимо ставить специальные компрессоры. Кроме того, трубопроводы, по которым направляется к закрылку сжатый воздух, требуют меньшего диаметра, чем трубопроводы для отсасывания воздуха и поэтому их легче разместить в крыле. Во-вторых, выдувание воздуха над закрылком обеспечивает получение высоких значений C_Ya при обычных посадочных углах атаки.

Выдувание воздуха может быть осуществлено двумя способами: либо через щель в крыле на закрылок (рис.18а), либо через щель, расположенную на самом закрылке (рис.18б) по касательной к его поверхности. Конструктивно способ выдувания воздуха на закрылок через щель в крыле значительно проще, поэтому он обычно и применяется.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

7.4 Методы управления пограничным слоем

Как было показано, переход ламинарного режима тече­ния жидкости в пограничном слое в турбулентный, а также отрыв пограничного слоя приводят к значительному увеличению сопротивления. Поэтому для снижения гидродинами­ческого сопротивления движению тел в жидкости необходи­ма разработка таких искусственных мероприятий, которые способствовали бы сохранению ламинарного режима тече­ния в пограничном слое на возможно большей длине его, а также предотвращали бы отрыв слоя.

Можно выделить следующие четыре метода управления пограничным слоем.

7.4.1 Предотвращение отрыва слоя при помощи сосредоточенного отсоса из него жидкости или ввода в слой жидкости.

Как отмечалось ранее, отрыв пограничного слоя происходит в области положительных градиентов давления, когда сни­жение кинетической энергии в слое недостаточно для компенсации роста давления и потерь на внутреннее трение. Поэтому, чтобы предотвратить отрыв слоя и образование возвратного течения, надо удалить из слоя сильно подтормо­женную жидкость или сообщить ей извне дополнительную кинетическую энергию.

Прандтлем было предложено при помощи:

1) сосредоточенного и существенного отбора (отсоса) подторможенной жидкости из слоя (рис 26) удаляется наи­более подторможенный слой жидкости и на его место посту­пает жидкость из менее подторможенной области слоя, и внешней потенциальной области обтекаемого потока, отбор может производиться и не в одном пункте, а в нескольких. В результате можно добиться безотрывного режима обтекания на всей длине тела и получить за кормой его распределение скорости, показанное на рис 26 (сеч. 2-2).

2) сосредоточенного ввода струи жид­кости с необходимой скоростью в слой(рис 27).

Подторможенная часть жидкости в нем отклоняет­ся от стенки и ей сообщается за счет эжекции добавочная кинетическая энергия. При соответствующей скорости струй может быть обеспечена компенсация роста давления и по­терь и, таким образом, предотвращен отрыв слоя.

При предотвращении отрыва слоя резко снижается сопро­тивление давления и, следовательно, значительно умень­шается и полное гидродинамическое сопротивление.

Поэтому оба указанных способа предотвращения отрыва слоя при­меняются в ряде отраслей техники, в том числе в самолето­строении, где используются разрезные профили крыла и устраиваются специальные предкрылки и закрылки.

В этих случаях специальных энергетических средств для подвода воздуха в область отрыва не требуется, так как он обеспечи­вается за счет перетекания воздуха из области повышенных давлений (с нагнетательной стороны крыла).

7.4.2 Затягивание ламинарного участка слоя путем придания носовой части тела оптимальной формы

Значения же гра­диентов давления в слое, как мы уже знаем, в основном определяются формой обтекаемого тела. Поэтому, если при­дать носовой части тела соответствующую заостренную форму, можно значительно увеличить ламинарный участок в пограничном слое и существенно снизить гидродинамиче­ское сопротивление трения его.

В первом приближении требуемые очертания носовой оконечности тела можно определить по данным расчетов устойчивости течения в слое. Затем, с помощью серийных экспериментов такие очертания можно довести до опти­мальных. Таким путем был получен ряд новых форм профилей крыла самолета и руля, которые теперь называются ламинизированными профилями (рис. 28). При этом было достигнуто снижение сопротивления до 30% ,

Источник

Контроль пограничного слоя

Управление пограничным слоем относится к методам управления поведением пограничных слоев потока жидкости .

Может быть желательно уменьшить разделение потока на быстрых транспортных средствах, чтобы уменьшить размер следа (обтекаемость), что может уменьшить сопротивление. Разделение пограничного слоя обычно нежелательно в авиационных системах с высоким коэффициентом подъемной силы и воздухозаборниках реактивных двигателей.

Ламинарный поток вызывает меньшее поверхностное трение, чем турбулентный, но турбулентный пограничный слой лучше передает тепло. Турбулентные пограничные слои более устойчивы к отрыву.

Возможно, потребуется увеличить энергию в пограничном слое, чтобы он оставался прикрепленным к своей поверхности. Свежий воздух можно вводить через щели или подмешивать сверху. Слой с низким импульсом на поверхности может быть отсосан через перфорированную поверхность или удален, когда он находится в канале высокого давления. Его можно полностью удалить с помощью дивертора или внутреннего дренажного канала. Его энергия может быть увеличена по сравнению с энергией набегающего потока за счет подачи воздуха с высокой скоростью.

СОДЕРЖАНИЕ

Природа [ править ]

Фрэнк Э. Фиш утверждает, что у дельфинов, похоже, есть турбулентный пограничный слой, чтобы уменьшить вероятность разделения и минимизировать сопротивление, и что механизмы поддержания ламинарного пограничного слоя для уменьшения трения кожи для дельфинов не были продемонстрированы. [1]

Крылья птиц имеют особенность передней кромки, называемую Alula, которая задерживает срыв крыла на низких скоростях аналогично предкрылку передней кромки на крыле самолета. [2]

Тонкие мембранные крылья, обнаруживаемые у летучих мышей и насекомых, имеют особенности, которые, по-видимому, вызывают благоприятную шероховатость при задействованных числах Рейнольдса, тем самым позволяя этим существам летать лучше, чем в противном случае. [3]

Спорт [ править ]

Шарам могут быть приданы элементы, которые делают поверхность шероховатой и увеличивают дальность удара или броска. Из-за придания шероховатости пограничный слой становится турбулентным и остается прикрепленным дальше вокруг спины, прежде чем оторваться с меньшим следом, чем в противном случае. По мячу можно ударить по-разному, чтобы заставить его вращаться, заставляя двигаться по кривой траектории. Вращение вызывает смещение пограничного слоя в одну сторону, что создает боковую силу.

Контроль BL (придание шероховатости) был применен к мячам для гольфа в 19 веке. Строчка на мячах для крикета и бейсболках действует как контрольная структура пограничного слоя. [4]

На цилиндре [ править ]

В случае обтекания цилиндра набегающим потоком можно использовать три метода для управления отрывом пограничного слоя , возникающим из-за неблагоприятного градиента давления. [5] Вращение цилиндра может уменьшить или устранить пограничный слой, который образуется на стороне, которая движется в том же направлении, что и набегающий поток. Сторона, движущаяся против потока, также показывает лишь частичный отрыв пограничного слоя. Всасывание, применяемое через щель в цилиндре рядом с точкой разделения, также может задерживать начало разделения за счет удаления частиц жидкости, которые замедлились в пограничном слое. В качестве альтернативы, жидкость может выдуваться из обтекаемой щели, так что замедленная жидкость ускоряется и, таким образом, точка отделения задерживается.

Поддержание ламинарного пограничного слоя на самолетах [ править ]

Аэродинамические профили с ламинарным потоком были разработаны в 1930-х годах для поддержания благоприятного градиента давления для предотвращения их турбулентности. Их результаты в аэродинамической трубе с низким лобовым сопротивлением привели к их использованию на таких самолетах, как P-51 и B-24, но для поддержания ламинарного потока требовались низкие уровни шероховатости и волнистости поверхности, которые обычно не встречаются в эксплуатации. [6] Крэг [7] утверждает, что испытания профиля P-51, проведенные в высокоскоростной аэродинамической трубе DVL в Берлине, показали, что эффект ламинарного потока полностью исчез при реальных полетных числах Рейнольдса . Реализация ламинарного потока в приложениях с высоким числом Рейнольдса обычно требует очень гладких, безволновых поверхностей, создание и обслуживание которых может быть затруднительным. [6]

Поддержание ламинарного потока за счет управления распределением давления на аэродинамическом профиле называется естественным ламинарным потоком (NLF) [6] и достигнуто конструкторами планеров с большим успехом. [8]

На стреловидных крыльях благоприятный градиент давления становится дестабилизирующим из-за поперечного потока, и для управления поперечным потоком необходимо всасывание. [9] Эффект формирования аэродинамического профиля с отсасыванием пограничного слоя известен как управление ламинарным потоком (LFC) [6]

Конкретный метод управления, необходимый для ламинарного управления, зависит от числа Рейнольдса и стреловидности крыла. [10] Гибридное управление ламинарным потоком (HLFC) [6] относится к технологии стреловидного крыла, в которой LFC применяется только к области передней кромки стреловидного крыла и NLF позади него. Мероприятия, спонсируемые НАСА, включают NLF на гондолах двигателей и HLFC на верхних поверхностях крыла и горизонтальных и вертикальных поверхностях хвостового оперения. [11]

Конструкция самолета [ править ]

В авиационной технике управление пограничным слоем может использоваться для уменьшения паразитного сопротивления и увеличения полезного угла атаки . Установленные на фюзеляже воздухозаборники двигателей иногда оснащаются разделительной пластиной .

В 1920-х и 1930-х годах в Aerodynamische Versuchsanstalt в Геттингене было проведено много исследований по повышению подъемных характеристик за счет всасывания для аэродинамических крыльев . [ необходима цитата ]

Пример воздушного судна с активным контролем пограничного слоя японцев плоскость моря ShinMaywa США-1 . [12] Этот большой четырехмоторный самолет использовался для борьбы с подводными лодками (ASW) и поиска и спасания (SAR). Он был способен работать с взлетно-посадочной полосой и очень низкими скоростями воздуха. Его замена в роли SAR, ShinMaywa US-2 , использует аналогичную систему для своей способности летать со скоростью 50 узлов. [13]

Источник