Аэродинамическое преимущество тупых носов и ПОЧЕМУ (дозвук)

Форма носа на фюзеляже

Носовая часть фюзеляжа авиалайнеров удерживает антенну метеорологического радара, а более тупая носовая часть поставит наименьшее количество материала на пути электромагнитных волн. На трехмерном теле форма носа имеет меньшее значение и иногда используется для выражения имиджа бренда . В дозвуковом потоке следует избегать резких изменений контура: здесь воздуху придется резко менять направление, что требует сильных градиентов давления. Следовательно, кривизна на любом пути потока должна изменяться постепенно. Это способствует эллиптической форме тела. Если вы хотите, чтобы даже во второй производной не было скачка, используйте лемнискатическую функцию.

Полусферическая носовая часть будет иметь постоянную кривизну, за которой не будет кривизны вдоль цилиндрической части фюзеляжа. Внезапное изменение кривизны на переходе между закругленным носом и цилиндром потребовало бы внезапного скачка давления, который вызывает большее сопротивление, чем постепенное уменьшение кривизны (вызывающее постепенное увеличение давления) эллиптического носа.

Редактировать 2: в основном, почему № 2 в следующем имеет меньшее сопротивление, чем № 5?

Потому что острый угол в основании конуса № 5 вызовет пик всасывания, который, в свою очередь, вызовет скачок толщины пограничного слоя. Полусферический нос № 2 лучше, но лучше всего эллиптический нос № 1.

Более тупой эллипс будет иметь меньшую общую поверхность, но более крутое изменение давления - здесь, как это часто бывает, оптимум является компромиссом, который должен включать числа Маха и Рейнольдса, а также структурные соображения. Поскольку оптимум является плоским, имеется значительное пространство для индивидуальных решений.

Что, если бы № 5 имел более плавный «гребень» (переход от конуса к цилиндру), но все же был бы заостренным? Скажем, если бы номер 1 закончился очком?

Заостренный кончик не будет «привязывать» точку торможения к этой точке — скорее, он все равно будет двигаться под углом атаки, но часть потока, пересекающая этот кончик, будет демонстрировать сильный пик всасывания и «сглаживать» контур на средства местного разделения. Это создаст большую нагрузку на пограничный слой и увеличит его толщину ниже по течению. Всякая надежда на ламинарное обтекание этого носа мимо такой вершины, конечно, будет разрушена.

Более гладкий гребень был бы лучше, поэтому эллиптический нос с заостренным концом улучшил бы такие вещи, как № 4 по сравнению с № 5. На № 4 острый гребень, скорее всего, приведет к разделению на гребне, которое сделает все тело. смотреть больше на встречный поток. Разделение пополам коэффициента лобового сопротивления в №4 указывает мне на то, что отрыв гораздо меньше. Обратите внимание, что все это справедливо только для дозвукового потока! В сверхзвуковом потоке лучше всего смотрелась бы №4.

Форма носа на крыльях

Однако на крыльях форма носа чрезвычайно важна - посмотрите на скачки производительности, которые иногда достигались за счет оптимизации формы носа. Чтобы разобраться в форме носа крыла, нам нужно поговорить о пограничных слоях, эффектах Маха и многом другом, так что будьте готовы к длинному ответу.

Аэродинамические поверхности планеров могут позволить себе использовать малые радиусы носовой части, потому что они летают при малых числах Маха. С другой стороны, авиалайнерам необходимо поддерживать низкие локальные числа Маха, что способствует большему радиусу носа. Если вас устраивает этот ответ, лучше перестаньте читать сейчас.

На Трансзвуковом симпозиуме Международного союза теоретической и прикладной механики (IUTAM) в 1964 г. Э. В. Лайтоне представил нечто вроде магического числа для трансзвукового течения:

Ниже вы видите распределение давления на закрытом аэродинамическом профиле вблизи максимальной подъемной силы ( источник изображения ). Характеристики аэродинамического профиля не имеют большого значения; важным является пик всасывания в носовой части, что стало возможным благодаря большому углу атаки и закрылку с вентилируемым зазором между крылом и закрылком.

В таком случае малый радиус носа создает очень сильный, но узкий пик всасывания, потому что необходим очень сильный градиент давления, чтобы направить поток вокруг узкого контура носа. Если нос более тупой, пик всасывания может растянуться в длину и стать менее остроконечным просто потому, что изменение траектории потока вокруг носа становится более постепенным. Поскольку существует прямая зависимость между местным всасыванием и местным числом Маха, эти пики всасывания должны быть рассредоточены и более плоские, чтобы обеспечить более высокие углы атаки. Это основная причина, по которой сверхкритические аэродинамические поверхности имеют более тупые носовые части — они будут выдерживать более высокие коэффициенты подъемной силы, которые возможны с мощными закрылками.

Первоначальные аэродинамические поверхности планера использовали довольно тупые носы и большой изгиб. С помощью композитной технологии можно было улучшить гладкость крыльев, а ранние числовые коды помогли сформировать распределение давления таким образом, чтобы можно было охватить довольно широкий угол атаки без резких пиков всасывания на любой поверхности. Код Эпплера Ричарда Эпплерабыл первым таким инструментом, и, задавая уровни давления в секциях аэродинамического профиля при заданных углах атаки, он упростил проектирование ламинарных аэродинамических профилей на маломощных компьютерах того времени. В результате получаются контуры с малым радиусом носа, которые создают резкий пик всасывания при превышении заданного диапазона угла атаки. Подавляя пик всасывания в указанном диапазоне углов атаки, можно было максимально увеличить ламинарный ковш, чего не позволил бы более тупой нос.

Теперь об обещанном экскурсе в теорию пограничного слоя: ламинарный пограничный слой стабилизируется положительным градиентом скорости (ускоряющим поток), но отрицательный градиент скорости довольно быстро отключит переход к турбулентному потоку, особенно при более высоких числах Рейнольдса. Обратная сторона пика всасывания имеет именно такой отрицательный градиент; поэтому следует избегать пиков всасывания, чтобы поддерживать ламинарный поток на большей части хорды крыла планера. Кроме того, использование клапанов развала позволяет смещать ламинарный ковш вверх и вниз по шкале коэффициента подъемной силы, поэтому сочетание малого радиуса носа и клапана развала обеспечивает ламинарный поток в большом диапазоне коэффициентов подъемной силы.

Авиалайнеры не могут сделать то же самое: число Рейнольдса на их крыльях настолько велико, что турбулентный переход происходит вблизи носа независимо от местного распределения давления. Поэтому их не беспокоят ламинарные ковши, и они с радостью перенесут пики всасывания, возникающие при более высоких углах атаки. В крейсерском режиме, когда управление распределением давления имеет важное значение для уменьшения ударов, диапазон углов атаки чрезвычайно узок, поэтому тупой нос не создает неудобств. Однако это трансзвуковое распределение давления требует очень небольшого изгиба в передней части аэродинамического профиля, поэтому, чтобы выдерживать большие углы атаки при заходе на посадку и посадке, им нужен тупой нос. Больший радиус носовой части также помогает интегрировать устройства передней кромки, такие как предкрылки и закрылки Крюгера, что является еще одним преимуществом на низкой скорости.

Тупые носы лучше всего подходят для дозвуковых скоростей, потому что они обеспечивают наилучшую форму для того, чтобы воздух мог уйти с дороги. С этого сайта :

Скорость «звука» на самом деле является скоростью передачи небольшого возмущения через среду.

На рисунке показана одна точка, движущаяся с постоянной скоростью V, излучающая небольшие возмущения :). Воздух перед точкой движения предупреждается и отталкивается изоэнтропически без потерь. Именно эта часть дозвукового воздушного потока является ключом к оптимальной форме: параболическая. Точка отталкивает воздух сферически, двигаясь с постоянной скоростью.

Если наше бегущее возмущение представляет собой не бесконечно малую точку, а реальное трехмерное тело, его оптимальная форма будет такой же: параболическая, затем закругленная в том месте, где цилиндрическое тело начинает формировать эллиптическую форму. При такой форме воздух перед телом может выходить самым упорядоченным образом.

Линии тока на картинке выше находятся на одинаковом расстоянии. Воздух движется в сторону, создавая более низкое статическое давление, которое втягивает нос в воздушный поток. При полусферической форме линии тока в некоторых местах расположены ближе друг к другу, создавая увеличение давления, которое сводит на нет первоначальное более низкое давление.

Обратите внимание, что на вашем рисунке 20 первая форма эллиптическая и на самом деле имеет отрицательное значение.$C_D$ только для носа : он всасывается в воздушный поток. Ни одна из других форм не делает этого, даже полусферическая форма 2. При дозвуковом несжимаемом потоке именно то, что происходит перед носом, создает меньшее сопротивление, а не на носу или за ним.

Все это справедливо, когда фигура движется с определенной скоростью при нулевом угле атаки.

• При любой другой скорости оптимальная форма параболы другая, все еще парабола, но для бесконечно широкого тела, или эллипс для тела с конечными размерами.
• В любом другом AoA очень сложно создать трехмерную эллиптическую форму тела, и она будет другой для любого AoA. Но сферический подходит близко, как показывает ваш рисунок 20 - первый бит параболы в любом случае близок к сфере. Чем больше радиус сферы, тем он ближе к оптимуму. А сфера есть сфера под любым углом.

Править Как фигура может всосать себя в воздух перед собой?

Возмущения давления предупреждают воздух убраться с дороги. Бернулли справедливо для низких дозвуковых потоков:

или: общее давление = статическое давление плюс динамическое давление. Далеко впереди движущегося тела,$p_t$- полное давление - статическое давление окружающей среды. Как только воздух начинает двигаться, местное динамическое давление увеличивается, а местное статическое давление уменьшается.

Редактировать2

Ага, эллиптический для конечных размеров тела.

Из информации, предоставленной учеными авторами, мы можем сделать вывод, что затупление конструкции носовой части самолета может быть обусловлено двумя факторами. Во-первых, избегание волнового сопротивления и скорости воздуха выше числа, при котором оно значительно увеличивается, способствуют более тупому носу на дозвуковых скоростях. На более низких скоростях более острый нос, как у планеров, кажется более благоприятным.

Эти оптимальные формы носа можно описать как эллиптическую и параболическую.

Эллиптический объем = пи х диаметр в квадрате х высота/6, параболический объем = пи х диаметр в квадрате х высота/8

При очень малых числах Маха воздух просто раздвигается с незначительным сжатием впереди самолета. Здесь лучше всего работает остроконечный эллиптический конус.

При более высоких дозвуковых числах Маха (менее 1) воздух начинает сжиматься перед самолетом. Здесь параболический конус лучше. Удаление острого наконечника держит поверхность носа вне более тягучей «волны» сжатого воздуха и в «зоне всасывания» более низкого давления сразу за ней. Самолету по-прежнему приходится отталкивать воздух, но он избегает некоторого сопротивления за счет более тупого носа. Это высокая дозвуковая конструкция авиалайнеров, а также кораблей типа «луковица».

Однако в этих конструкциях, как и в пулях, постоянная кривизна без «острых» краев, как показано на рисунке 20 выше, обеспечивает значительные преимущества в снижении лобового сопротивления.

«Притупление» — это просто управление эффектами более высокой скорости и/или большими изменениями угла атаки.

Теперь, когда мы разделили «жидкость» с нашим «луком», как нам управлять ее возвратом (восстановлением перетаскивания)? Опять же, ответ может также лежать в постоянной кривой. Это будет оставлено для другого обсуждения 😊.