Какие аэродинамические явления могут уменьшить градиент давления при поглощении пограничного слоя?

Во-первых, позвольте мне объяснить контекст вашего вопроса: речь идет о концепции будущего авиалайнера:

_{Boeing Blended-Wing-Body Model 450-1U, взято из NASA/CR-2006-214534 .}

В представлении художника выше двигатели расположены в гондолах и установлены на распорках, чтобы обеспечить равномерное поле потока на впускной поверхности. Однако площадь поверхности стойки и гондолы будет способствовать сопротивлению, которого можно было бы избежать, если бы двигатели были установлены ближе к хвостовой части фюзеляжа. На изображении ниже, взятом из того же источника, показана CAD-рендеринг возможной геометрии с полузаглубленными двигателями:

Недостатком этой концепции является втягивание потока в пограничном слое таким образом, что профиль скорости над входной поверхностью показывает градиент скорости (BMI = всасывание пограничного слоя). Это приведет к искажению потока в компрессоре и циклическим колебаниям давления на лопатках компрессора, что, в свою очередь, потребует более надежной и менее оптимизированной геометрии компрессора или приведет к риску остановки компрессора и преждевременного выхода из строя лопаток. Кроме того, потеря энергии в пограничном слое приводит к более низкому восстановлению давления перед и внутри впуска, что увеличивает удельный расход топлива.

Или, чтобы процитировать страницу НАСА о бухтах :

Поскольку воздух поступает от свободного потока к лицевой стороне компрессора, поток может искажаться входным отверстием. На стороне компрессора одна часть потока может иметь более высокую скорость или более высокое давление, чем другая часть. Поток может быть закрученным, или какая-то часть пограничного слоя может быть толще другой из-за формы входного отверстия. Лопасти ротора компрессора движутся по кругу вокруг центрального вала. Поскольку лопасти сталкиваются с искривленным входным потоком, условия потока вокруг лопасти меняются очень быстро. Изменение условий потока может привести к разделению потока в компрессоре, остановке компрессора и вызвать проблемы со структурой лопаток компрессора. Хороший воздухозаборник должен обеспечивать высокое восстановление давления, низкое сопротивление разливу и малую деформацию.

Теперь возникает вопрос: что можно сделать, чтобы сохранить концепцию полузаглубленного двигателя, но избежать искажения всасываемого потока из-за поглощения пограничного слоя?

Решение 1:

Как оказалось, в той же статье НАСА предлагается простой дивертер перед двигателями, который должен отодвигать медленный пограничный слой в сторону:

Решение 2:

Еще лучшим решением является использование разделительной пластины; в конце концов, у полузаглубленного двигателя воздухозаборник очень похож на боковые воздухозаборники учебных и боевых самолетов. Ниже приведен пример другого дозвукового самолета, чешского учебно-боевого L-39 Albatros :

_{Дозвуковой воздухозаборник делителя на L 39 ( источник изображения )}

Решение 3:

Реже используется всасывание пограничного слоя, чтобы удалить медленно движущийся воздух близко к поверхности и восстановить более равномерный профиль скорости. Вот мой пример — воздухозаборник Eurofighter EF-2000, где отсос пограничного слоя используется для удаления пограничного слоя, скопившегося на самой пластине делителя:

_{Впуск EF-2000, здесь использован как багажное отделение. Сетка отверстий используется для отсасывания пограничного слоя.}

Подобная компоновка использовалась на впускном конусе SR-71, но хорошей картинки я не нашел. Однако всасывание пограничного слоя — это не то пассивное решение, которое вам нужно. Но у него есть то преимущество, что его можно адаптировать к конкретной полетной ситуации.

Решение 4:

Также не пассивной и не используемой в существующих самолетах будет движущаяся поверхность перед воздухозаборником. Это было опробовано с вращающимися цилиндрами при разрывах закрылков , и есть литература , освещающая эту тему . Движущаяся поверхность обратит вспять эффект крыла перед воздухозаборником и перезарядит пограничный слой прямо перед воздухозаборником или внутри него.

Во всех случаях необходимо проверить, будут ли вновь понесенные потери от манипуляций с пограничным слоем меньше выигрыша в КПД двигателя. Я не стал вдаваться в вихрегенераторы: они могли бы помочь выровнять потерю скорости или хотя бы уменьшить градиент скорости к поверхности, но сами по себе они несут новые и большие потери и, скорее всего, сильно снизят КПД. При правильном расположении они уменьшат искажения на впуске, но за счет значительного снижения восстановления давления.

Нынешняя тенденция... просто примите ее и сделайте вентилятор/компрессор, способный работать в пограничном слое. Последняя концепция НАСА по этому поводу (вот ссылка https://www.nasa.gov/feature/aviation-renaissance-nasa-advances-concepts-for-next-gen-aircraft ) заключается в том, что, поглощая пограничный слой, им может понадобиться больше мощности, но они также уменьшают сопротивление. Подумайте об этом так: двигателю уже нужно замедлять поступающий воздух с высокой скоростью, при этом тратится некоторое количество энергии (хотя большая часть преобразуется в давление), пограничный слой уже замедляется, поэтому, если его можно использовать, то вы не тратят энергию на торможение дважды.