Технические науки 4. Транспорт
Дудников
В.С.
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ
МАГНИТОЛЕВИТИРУЮЩЕГО ТРАНСПОРТА
В работах [1, 2] рассмотрены вопросы
состояния и перспектив развития высокоскоростного наземного транспорта (ВСНТ) с
электродинамической левитацией и крыльевыми конструкциями экипажей.
Для дальнейшего совершенствования
аэродинамики крыльевых конструкций ВСНТ, по нашему мнению, представляют интерес
теоретические исследования и конструктивные решения в авиации и экранопланах,
направленные на уменьшение аэродинамического сопротивления, увеличения
подъемной силы, аэродинамического качества. Рассмотрим некоторые из них,
которые, по нашему мнению, могут быть использованы в конструкциях экипажей ВСНТ
с электродинамической левитацией.
Основными составляющими полного
сопротивления при движении летательного аппарата являются сопротивления:
трения, индуктивное, волновое, обусловленное интерференцией и вызванное
неровностями (Корнилов В. И. Проблемы снижения турбулентного трения активными и
пассивными методами (обзор), 2005г.). Вклад первых составляющих в диапазоне
околозвуковых скоростей достигает соответственно 48 и 37% полного
сопротивления. Поэтому поиск путей и методов воздействия на структуру
пристеночного течения с целью снижения поверхностного трения летательного
аппарата и его элементов продолжает оставаться одной из основных задач
прикладной аэродинамики.
Существуют два основных пути уменьшения
составляющей сил трения. Один из них традиционно базируется на совершенствовании
аэродинамических форм и улучшении качества отделки поверхности летательного
аппарата. По существу это направление имеет целью затягивание ламинарного
режима течения вдоль обтекаемой поверхности. Второй путь основан на
использовании искусственных методов управления структурой пристенной
турбулентности.
Основное достоинство методов управления
турбулентностью (в отличии от тех способов, объектами которых является
ламинаризация течения) состоит в том, что их применение во многих случаях не
требует активного вмешательства и они могут быть реализованы на уже
существующих летательных аппаратах без принципиального изменения их
конструкции.
В авиации наибольшее распространение
получили активные методы, в основе которых в большинстве случаев лежит или
система, отвечающая на какие-либо действия, или с обратной связью или даже
наиболее совершенная – самонастраивающаяся система. Однако и пассивные методы
управления турбулентностью не потеряли своего значения в основном по той
причине, что при их использовании не требуется вкладывать энергию для
достижения эффекта уменьшения сопротивления. Подобные методы пассивны в том
смысле, что в них не предусмотрена цепь обратной связи для обнаружения и
манипулирования теми структурами, которые являются объектом управления.
В качестве пассивных способов, которые
могут обеспечить уменьшение сопротивления, служат устройства разрушения вихрей,
риблеты, способ управления потоком с помощью так называемых вихревых ячеек на
обтекаемой поверхности. Смысл этого способа состоит в том, что путем
воздействия на течение в малогабаритных вихревых ячейках можно принципиально
перестроить крупномасштабную вихревую структуру за крыловым профилем, уменьшить
лобовое сопротивление и значительно увеличить аэродинамическое качество при
приемлемых энергетических затратах.
Механизм снижения сопротивления за счет
присутствия на обтекаемой поверхности продольных канавок (риблет) связан с
обусловленным ими усилением сил вязкости, действующих в поперечном направлении.
Эти силы порождают сравнительно спокойное течение во впадинах между ребрами,
которое выталкивает турбулентное течение, обусловливающее поверхностное трение,
вверх, оттесняя его от поверхности.
Треугольные ребра являются более эффективными.
Риблеты должны быть ориентированы по
направлению локального вектора скорости потока. Поверхностное трение возрастает
при увеличении угла рассогласования и при величинах порядка 30۟˚ никакого эффекта от применения риблет достичь не удается.
Проблемы, возникающие при эксплуатации риблетных поверхностей, известны. Они
состоят, прежде всего, в возможности загрязнения таких поверхностей пылью,
мелкими частицами, а также за счет прилипания мелких насекомых.
Эффективность риблетных поверхностей была
использована для обеспечения безотрывного обтекания и снижения аэродинамического
сопротивления в конструкции обтекателя автопоезда (патент России 2000234, В62D35/00, 1993), при этом шаг и глубина продольных
канавок треугольного профиля составляет (0,01…0,05)δ, где δ-толщина
пограничного слоя. С целью упорядочивания схода воздушного потока с
раздробленной структурой пограничного слоя с поверхности обтекателя его задние
кромки выполнены синусоидально обрезанными. Благодаря этому аэродинамическое
сопротивление уменьшилось на 7%.
Вопрос о целесообразности применения
риблетных поверхностей в конструкции экипажей ВСНТ ждет своего разрешения в
теоретическом плане. Технологически эта задача может быть решена, например,
путем прессования панелей с канавками.
Для увеличения подъемной силы и управления
аэродинамическими характеристиками крыла используют несколько выдвигающихся
элементов, установленных внутри области отрыва потока вдоль всего размаха крыла
параллельно передней кромке крыла на линии растекания трехмерного возвратного
течения (патент России 2128601, В64 С21/10, 1999).
Одним из известных способов ускорения
воздушного потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла, является отсос
пограничного слоя, что позволяет потоку преодолевать без отрыва положительные
градиенты давления на криволинейной верхней части крыла. Для отсоса пограничного
слоя с верхней обтекаемой поверхности крыла последнюю выполняют
перфорированной, используя отверстия и щели различных форм. Так, для толстого
профиля преимущественно малого удлинения канал для набегающего потока образован
верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами,
расположенными по боковым кромках крыла, и соединяющей щиты системы надкрылков,
образующих поперечные к набегающему потоку щели, при этом каждый надкрылок имеет
форму крыла тонкого профиля (патент России 2157777, В64 С21/06,2000).
Предложен способ управления пограничным
слоем на аэродинамической поверхности, основанный на формировании
присоединенных вихрей в ячейках, образованных в кормовой части поверхности,
путем отсоса воздуха из полости ячеек (патент России 2015941, В64С21/08, 1994).
В способе ламинаризации пограничного слоя
крыла (патент России 2086473, В64С21/02, 1997) с помощью ребристой поверхности
(риблет) ее устанавливают в нелинейной области перехода ламинарного слоя в
турбулентный, при этом высота пиков ребристой поверхности не должна превышать
местной толщины пограничного слоя, а длина поверхности не должна превышать
размера области разрушения стационарных вихрей.
В крыле (патент России 2081971, В64С21/02,
В64С23/06, 1997) отсос пограничного слоя без затрат энергии обеспечивается за
счет возникновения подсасывающей силы. Для этого верхняя поверхность крыла
выполнена в виде отдельных аэродинамических элементов, установленных с
образованием каналов между ними и крылом, при этом аэродинамические элементы
имеют в сечении профиль с относительной толщиной равной (5…6)%, а передний
элемент выполнен в виде автоматически поворотного дефлектора, установленного с
возможностью образования щелей между аэродинамическими элементами и крылом.
Представляет интерес для ВСНТ конструкция
крыла (патент России 2147544, В64С3/54, 2000), состоящего из двух или трех
крыльев, каждое из которых имеет механизацию. Крылья наложены друг на друга и
связаны между собой шарнирами и тягами. Крылья имеют возможность посредством
привода отклоняться и принимать положения закрылка, подкрылка, надкрылка, а
одно из них может располагаться под прямым углом к потоку. Это позволяет
увеличить аэродинамическое качество крыла, а также использовать одно из крыльев
в качестве воздушного тормоза. При необходимости можно использовать
аэродинамическую площадь отклоняемых элементов дополнительно к площади несущего
элемента. При больших скоростях, где увеличение полезной площади крыла не
требуется, отклоняемый элемент притягивается к несущему, накладывается на него
и образует с ним единое крыло, обладающие малым лобовым сопротивлением.
Подобная идея реализована в конструкции
бипланного крыла (патент России 2060912, В64С3/42, В64С39/08, 1996).
Несомненный интерес для ВСНТ с
аэродинамическим подвесом представляет конструкция аэродинамического судна (патент
России 2190546, В60V1/08,
В60V3/06, 2002), в котором сверху корпуса на
стойках установлены одно над другим на некотором расстоянии друг от друга два пластинчатых
крыла. Каждое из крыльев выполнено в форме прямоугольной пластины постоянного
профиля, заостренной спереди. На верхней поверхности пластины установлены
продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы, ширина
каждого из которых равна радиусу окружности, образующей кривизну волны канала.
Путь, проходимый воздушным потоком по верхней поверхности, больше (до 70-80%)
пути, проходимого воздушным потоком по нижней поверхности. Поэтому скорость
движения воздушного потока по верхней поверхности больше чем по нижней
поверхности. Вследствие этого возникает подъемная сила.
Такой же принцип применен тем же автором
для самолета (патент России 2190557, В64С3/00, В64С3/58, В64С21/10, 2002).
Заслуживает внимания конструкция крыла,
выполненного с системой каналов, расположенных между продольными силовыми
элементами и проходящих от нижней поверхности крыла к верхней, причем каждый
канал снабжен створкой, установленной с возможностью перемещения для управления
площадью выходного сечения канала, каждый канал выполнен сужающимся в
направлении от нижней поверхности крыла к верхней, при этом его выходное
отверстие расположено за его входным отверстием по направлению полета (патент
России 2076817, В60V1/08,
1997).
Сдув пограничного слоя, осуществляемый
через каналы, приводит к ламинаризации потока под крылом, что сопровождается
уменьшением силы трения верхней поверхности крыла. Воздух, выходящий из
каналов, создаст реактивную силу, которая в условиях увеличения подсасывающей
силы и уменьшении силы сопротивления трения верхней поверхности крыла приводит
к значительному уменьшению суммарного лобового сопротивления крыла. Возможно
комплексное решение вопросов повышения
аэродинамического качества при уменьшении силы сопротивления и снижении
значений коэффициента подъемной силы. Что позволяет создавать аппараты с
большим диапазоном скоростей при меньшей тяге и повышении экономичности.
Для сокращения длины разбега самолета
крыло снабжено дополнительными несущими поверхностями, установленными над
крылом с возможностью перемещения относительно него (патент России 2070145,
В64С39/08, В64С21/02 1996; патент России 2070139, В64С21/08, В64С39/08, 1996).
Дополнительная несущая поверхность, как
малое крыло, создает свою подъемную силу, а при совместной работе с крылом,
путем сужения канала, где скорость потока над крылом возрастает, дает
дополнительный прирост подъемной силы, при этом поток воздуха, выходящий из
канала, задней кромкой дополнительной несущей поверхности прижимается к верхней
поверхности крыла, что позволяет оттянуть срыв потока с основного крыла на
взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла обтекается
ламинарным потоком. Для повышения эффекта обтекания нижняя поверхность
дополнительной несущей поверхности выполняется плоской или несколько вогнутой.
При горизонтальном полете дополнительные несущие поверхности перемещаются
приблизительно на 1/3 своей хорды вперед относительно носа крыла. При этом
обеспечивается наибольший эффект их совместной работы. При кабрировании
дополнительные несущие поверхности смещаются назад до положения, при котором
носок крыла выступает относительно дополнительных несущих поверхностей на 1/3
хорды последних.
Крыло самолета (патент России 2148526,
В64С3/54,
2000) выполнено из двух частей –
собственно крыла и управляющей поверхности, выпускаемой на взлете и посадке над
крылом с образованием профилированной щели и сохранением угла атаки на ней
бόльшего, чем угол атаки собственно крыла. Это приводит к увеличению
подъемной силы, позволяет значительно уменьшить скорости захода на посадку,
скорости приземления и скорости отрыва при взлете.
Для обеспечения высокого аэродинамического
качества и удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости при
движении возле экрана предложено для экранолета, содержащего фюзеляж, крыло,
выполненное по схеме биплана, верхнее крыло укрепить в направляющих с
возможностью перемещения в горизонтальной плоскости, причем величина этого
перемещения превышает хорду верхнего крыла (патент России 2018465 В64С39/08, В60V1/08, 1994).
В экраноплане (патент России 2232690, В60V1/08, 2001; патент России 2235654, В60V1/08, 2004)
дополнительно к бипланному крылу в носовой части расположено третье крыло, что
значительно повышает несущие свойства экраноплана за счет как увеличения общей
аэродинамической составляющей крыльев в носовой и хвостовой части экраноплана,
так и соответствующего оптимального распределения аэродинамической подъемной
силы в определенной оптимальной пропорции между передними и задними крыльями и
результирующей точки ее приложения (аэродинамический фокус, определяемый из
условия устойчивости экраноплана), значительно улучшая устойчивость и
управляемость, увеличивая способность к самостабилизации по высоте.
Анализ современного состояния экранопланов
изложен в книге «Экспертиза экранопланов» (2006).
Самолет (патент России 2244662 В64С39/08, В60V1/08 В6С3/42, 2004) имеет
два крыла с изменяемым углом установки, которые расположены в носовой и
хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрены исполнительные механизмы, способные
обеспечить требуемую подъемную силу за счет изменения угла установки крыльев,
выполненных поворотными относительно шарниров. Имеется автоматическая система
стабилизации с помощью интерцепторов или рулевых поверхностей. Для обеспечения
продольной устойчивости самолета необходимо, чтобы прирост момента подъемной
силы передней несущей поверхности при увеличении угла тангажа был меньшим, чем
аналогичное приращение момента задней несущей поверхности, и наоборот.
Расчетами показано, что две равноценные несущие поверхности суммарной площадью,
равные одной несущей поверхности, имеют суммарно меньший вес при одинаковых
относительных геометрических параметрах.
Горизонтальное или близкое к
горизонтальному положение самолета обеспечивает лучший обзор для пилотов и
большую комфортабельность для пассажиров, меньшую опасность смещения грузов.
Схема самолета позволяет обеспечить больший разбег центровок (изменение
положения центра тяжести), чем традиционная нормальная схема.
Такая схема, по нашему мнению, может быть
достаточно легко реализована в конструкции ВСНТ с электродинамической
левитацией.
Известен эффект – возникновение
дополнительной подъемной силы на
обтекаемом потоком крыле от различия в шероховатости его поверхностей, в
частности, большей шероховатости нижней по сравнению с верхней. Наибольшее
долевое участие в создании дополнительной подъемной силы принимают передние и
задние (по хорде) участки крыла, кроме передней закругленной (примерно до 0,1
хорды) кромки, которая, наоборот, с возрастанием углов атаки уменьшает его.
Поиски новых форм профилей крыльев, обеспечивающих наибольшую подъемную силу,
привели С.А. Чаплыгина к идее предложить крылья с зубчатой вогнутой нижней
поверхностью, имеющей при определенной конфигурации зубцов бόльшую
подъемную силу по сравнению с простыми крыльями. Дальнейшее развитие этой идеи
привело его к рассмотрению крыла с впадиной на нижней поверхности, когда
скорость в районе впадины могла быть близка к нулевой, а давление –
максимально, что привело к повышению подъемной силы.
К сожалению, в настоящее время еще
отсутствуют результаты комплексных исследований этого эффекта, однако имеются
обнадеживающие результаты по гребным винтам. Считаем целесообразным проведение
исследований по повышению эффективности крыльевых систем и несущих аэродинамических
поверхностей различных средств транспорта, в том числе ВСНТ, за счет постоянной
или временно обеспечиваемой увеличенной шероховатости определенных районов их
нижних (нагнетающих) поверхностей.
ЛИТЕРАТУРА
1. Дудников В.С. Состояние и перспективы развития
высокоскоростного магнитолевитирующего железнодорожного транспорта /
В.С. Дудников // Nastoleni moderni vedy -2007: materialy VI mezinarodni vedecko-practicka conference,1-15
zari 2007 roku. – Dil 5. – Praha, 2007.– C. 8-12.
2. Дудников В.С. Анализ крыльевых конструкций экипажей транспортных средств / В.С. Дудников // Nastoleni moderni vedy -2007: materialy VI mezinarodni vedecko-practicka conference,1-15 zari 2007 roku. – Dil 6. – Praha, 2007.– C. 11-15.