Является ли когда-нибудь ламинарным поток воздуха в пограничном слое у передней кромки крыла?

В неподвижном воздухе каждый пограничный слой становится ламинарным . Как скоро он переходит в турбулентный пограничный слой, зависит от:

• местное число Рейнольдса ,
• градиент давления,
• стреловидность крыла и
• нарушения, такие как жуки, головки заклепок, волнистость или турбулизаторы .

Поток с плоской тарелкой (без изменений давления) обычно переходит при числе Рейнольдса около 400 000. Если поток ускоряется, все скорости в направлении потока увеличиваются, в то время как поперечное течение не затрагивается, поэтому ламинарный пограничный слой в ускоряющемся потоке стабилизируется. На современных планерах нижняя поверхность является ламинарной с хордой более 80% при более высоких углах атаки, что может соответствовать числу Рейнольдса 5 000 000 или более, когда в конечном итоге происходит переход.

С другой стороны, рост давления в направлении потока соответствует замедлению в направлении потока, поэтому любые движения, перпендикулярные направлению потока, будут возрастать по отношению к скорости потока, и, как следствие, турбулентный переход происходит довольно быстро. Верхний боковой поток за пиком всасывания около передней кромки является первым кандидатом на переход, и именно поэтому поток вокруг «традиционного аэродинамического профиля» становится турбулентным раньше. График в вашем вопросе вводит в заблуждение, потому что нижний боковой поток традиционного аэродинамического профиля должен быть таким же ламинарным, как и у аэродинамического профиля P-51, если гладкость поверхности обоих сравнима.

Насколько ламинарным было крыло Р-51?

При скорости полета Р-51 оставалось очень мало ламинарного потока; полный эффект ламинарных аэродинамических профилей можно использовать только при числах Рейнольдса ниже 5 000 000. При более высоких числах Рейнольдса требуются все более крутые градиенты, чтобы сохранить ламинарный пограничный слой, так что диапазон углов атаки, при котором возможен длинный ламинарный пограничный слой с обеих сторон аэродинамического профиля (ламинарный ковш), становится все меньше и меньше.

Тем не менее, распределение «на крыше» 6-значных профилей NACA действительно помогло, потому что оно дает им более высокое критическое число Маха, чем «пиковое» распределение более ранних профилей. Пик всасывания возле носовой части старых аэродинамических профилей приведет к локальному сверхзвуковому потоку при более низком числе Маха полета и увеличению сопротивления от последующих толчков. Однако наиболее важным для его низкого лобового сопротивления была очень гладкая поверхность крыла Р-51 без зазоров перед лонжероном. Подробности смотрите в этом посте rec.aviation.military .

Замеры на Р-63

Bell P-63 Kingcobra использовал ранние ламинарные аэродинамические поверхности: NACA 66 (215)-116 в корне и NACA 66 (215)-21 на конце. Британские испытания его крыла показывают, что качество сборки металлических крыльев того периода было недостаточным для поддержания ламинарного потока. Из связанной статьи Википедии:

RAE сначала протестировала его в конфигурации «как поставлено». Аэродинамический профиль крыла был рассчитан на поддержание ламинарного обтекания до 60% хорды. В конфигурации «как поставлено» было измерено профильное сопротивление, которое было репрезентативным для сечения крыла с переходом пограничного слоя на передней кромке (0% ламинарного потока). Уменьшение шероховатости поверхности уменьшило лобовое сопротивление при низких коэффициентах подъемной силы до уровня, характерного для ламинарного потока до 35% хорды. Были проведены измерения волнистости поверхности. Это показало пиковые амплитуды волн выше среднего, примерно на 0,011 дюйма (0,28 мм) на двухдюймовом (5,1 см) пролете. Стандартные критерии волнистости показывают, что критическая высота волны для этого применения составляет 0,0053 дюйма (0,13 мм). Чтобы уменьшить волнистость, персонал RAE зачистил крыло до голого металла. Затем крыло было покрыто двумя слоями грунтовки и слоем шпаклевки. После высыхания краски ее шлифовали в хордовом направлении с помощью шлифовальных блоков, кривизна которых соответствовала локальной кривизне поверхности. Это повторялось несколько раз. Затем была измерена волнистость поверхности, которая оказалась не более 0,005 дюйма (0,13 мм). Было обнаружено, что в полете эта конфигурация имеет сопротивление профиля, характерное для перехода пограничного слоя на 60% хорды. Это дало исследователям представление о том, какой уровень качества поверхности крыла требуется, чтобы на самом деле получить преимущества аэродинамических профилей с ламинарным потоком. Затем была измерена волнистость поверхности, которая оказалась не более 0,005 дюйма (0,13 мм). Было обнаружено, что в полете эта конфигурация имеет сопротивление профиля, характерное для перехода пограничного слоя на 60% хорды. Это дало исследователям представление о том, какой уровень качества поверхности крыла требуется, чтобы на самом деле получить преимущества аэродинамических профилей с ламинарным потоком. Затем была измерена волнистость поверхности, которая оказалась не более 0,005 дюйма (0,13 мм). Было обнаружено, что в полете эта конфигурация имеет сопротивление профиля, характерное для перехода пограничного слоя на 60% хорды. Это дало исследователям представление о том, какой уровень качества поверхности крыла требуется, чтобы на самом деле получить преимущества аэродинамических профилей с ламинарным потоком.

Влияние развертки

Стреловидность крыла также затрудняет поддержание ламинарного потока. Как объяснено здесь , на стреловидном крыле будет затронута только составляющая скорости, перпендикулярная крылу, поэтому ускоряющийся поток после критической точки будет изгибаться внутрь на стреловидном крыле. В то же время вязкость будет замедлять течение вблизи обшивки крыла. Следствием этого является перекос в распределении скорости по пограничному слою, который дестабилизирует ламинарное течение и приводит к преждевременному переходу.

C-172 с четырехзначным аэродинамическим профилем NACA имеет остроконечную верхнюю поверхность, которая очень рано столкнет пограничный слой на верхней поверхности. На нижней поверхности ламинарное течение продлится немного дольше, но будет дестабилизировано зазорами на поверхности, поэтому большая часть течения на C-172 турбулентное. На авиалайнере число Рейнольдса исчисляется десятками миллионов, поэтому переход будет очень ранним, и останется очень мало ламинарной фракции. В основном это встречается вблизи нестреловидных передних кромок, таких как гондолы двигателей. Только с помощью передовых технологий, таких как всасывание пограничного слоя , можно будет представить, что большая часть крыла авиалайнера может оставаться ламинарной.

Переход и разделение

Ламинарное разделение иногда происходит, когда поток разделяется вскоре после преодоления носа, как на пятизначном аэродинамическом профиле NACA или мяче для гольфа без ямочек . Это приводит к резкому останову, и этого лучше избегать. Обычно пограничный слой переходит в турбулентное состояние и остается прикрепленным до тех пор, пока турбулентный пограничный слой не отделится либо на задней кромке, либо постепенно впереди нее, когда аэродинамический профиль останавливается.

Иногда переход происходит в ламинарном отрывном пузыре. Замедляющийся поток после пика всасывания замедляется за счет трения у поверхности, и оба эффекта объединяются, чтобы в какой-то момент остановить поток. Пограничный слой утолщается, так что рост давления на мгновение приостанавливается, а колебания скорости в пограничном слое усиливаются, так что поперечные течения становятся более интенсивными, смешивая внешнюю и внутреннюю части пограничного слоя. Профиль скорости становится более полным, и течение у стенки снова набирает скорость, так что отрыв исчезает и возобновляется рост давления.

Ниже я представил результаты XFOIL для распределения давления вокруг HQ-17 при Re = 1 Mio ( например, HQ-17 используется на планере открытого класса ASW-22 ). Пунктирные черные линии показывают невязкое давление, а цветные линии показывают результаты вязкого течения. С обеих сторон вы увидите излом цветных линий — здесь находится пузырь ламинарного разделения.

Когда поток разделяется, напорная линия становится горизонтальной. После перехода он снова прыгает вниз около линии невязкости, которая показывает, насколько круче градиент давления, который выдержит турбулентный пограничный слой. Повторное присоединение завершается, когда резкое повышение давления возвращает локальное давление к невязкому уровню. Обратите внимание на график аэродинамического профиля внизу, что толщина пограничного слоя достигает пика там, где находятся разделительные пузырьки.

Да, пограничный слой ламинарный до отрыва и здесь. Это явление имеет место в масштабе авиамоделей, планеров и малых самолетов АОН (100 000 < Re < 5 000 000), но отсутствует при более высоких числах Рейнольдса, поскольку тогда переход происходит до того, как ламинарный поток отделяется.

Число Рейнольдса в основном представляет собой отношение между вязкими и инерционными силами, действующими на систему. При низких числах Рейнольдса сила вязкости преобладает над силой инерции, а при более высоких числах Рейнольдса — наоборот.

Влияние вязкости можно рассматривать аналогично демпферам в подвеске автомобиля. Если демпфирование хорошее, подвеска поглощает любые неровности на дороге, и поездка становится плавной. В случае течения жидкости, если преобладает вязкий член (т. е. если число Рейнольдса низкое), небольшие возмущения в поле скоростей, вызванные, возможно, шероховатостью поверхности или вибрациями, не могут расти, и течение является гладким; однако по мере увеличения числа Рейнольдса вязкое демпфирование уменьшается, и небольшие возмущения в поле жидкости могут увеличиваться, и течение становится неустойчивым, т. е. турбулентным. Поток также может стать неустойчивым из-за резонанса.

Важно отметить, что турбулентный поток (который наблюдается на большинстве крыльев коммерческих самолетов) отличается от отрывного потока. Поток на большей части крыла турбулентный, но присоединенный. Число Рейнольдса больших коммерческих самолетов увеличивается по крылу со скоростью более миллиона на фут. В этих случаях течение редко бывает ламинарным. Фактически, Боинг признает :

Ожидается, что современные коммерческие самолеты Boeing не будут иметь значительных областей ламинарного потока, за исключением гондол 787 возле входной кромки, как это было специально спроектировано. Возле передних кромок крыльев могут быть очень ограниченные области ламинарного потока, особенно крылья с меньшей стреловидностью, такие как используемые на 737 и 757, и смешанные крылышки.