Закрылки больше не нужны: самолетом предлагают управлять с помощью плазмы и нейросетей

Подъемная сила самолетного крыла возникает из-за разницы давлений. Когда поток набегающего воздуха встречает переднюю кромку профиля, он разделяется на две части. Нижняя поверхность крыла спроектирована так, что воздух под ней испытывает подпор: давление там повышается. Верхняя поверхность имеет выпуклую форму, из-за чего поток над ней ускоряется, а статическое давление падает. Разница между высоким давлением снизу и низким давлением сверху толкает крыло вверх.

Пока самолет летит в крейсерском режиме, воздух движется вдоль обшивки плавно. Но для набора высоты, маневрирования, взлета или посадки пилотам необходимо увеличивать угол атаки — угол наклона хорды крыла к набегающему потоку.

С ростом этого угла условия движения воздуха вдоль верхней кромки резко усложняются. Поток должен двигаться из области низкого давления у передней кромки в область более высокого давления у задней кромки. В аэродинамике такое состояние называют неблагоприятным градиентом давления. Воздух течет в сторону повышенного сопротивления.

Непосредственно у обшивки крыла скорость частиц воздуха падает до нуля из-за вязкости и трения о металл или композит. Этот тонкий заторможенный слой толщиной от долей миллиметра до нескольких сантиметров называют пограничным слоем.

Поскольку кинетическая энергия воздуха в пограничном слое мала, он не может преодолеть растущее встречное давление на больших углах атаки. Поток останавливается, разворачивается в обратную сторону и отрывается от поверхности крыла. За точкой отрыва образуются беспорядочные вихри, зона разрежения исчезает, подъемная сила падает, а лобовое сопротивление резко возрастает. Происходит сваливание.

Инженеры из Технологического института Веллора (Индия) исследовали метод, позволяющий предотвратить сваливание и заметно улучшить аэродинамические характеристики крыла без применения подвижных механических элементов. Их работа объединяет пассивное изменение формы профиля, локальную электрическую ионизацию воздуха и алгоритмы машинного обучения для мгновенного расчета течений.

Геометрический уступ на нижней кромке крыла

Обычно инженеры стараются сделать поверхность крыла предельно гладкой. Любая неровность приводит к трению и потерям энергии. Однако исследователи выбрали для экспериментов асимметричный профиль NACA4412 и внесли в его геометрию резкое изменение — сделали уступ, обращенный назад (в англоязычной литературе — backward-facing step, или BFS).

Ступеньку разместили не на верхней, а на нижней поверхности крыла, ближе к задней кромке. Глубину уступа зафиксировали на уровне 2% от длины хорды крыла (при длине хорды в один метр глубина уступа составила ровно два сантиметра). Длину площадки за уступом варьировали, проверяя три варианта: 10%, 20% и 30% от общей длины профиля.

Физический смысл такого изменения заключается в управлении точкой отрыва. При естественном обтекании гладкого крыла точка срыва потока постоянно колеблется в зависимости от скорости и внешних возмущений, создавая нестабильные вибрации. Уступ принудительно фиксирует отрыв в строго определенном месте.

Когда воздух, текущий по нижней поверхности крыла, доходит до края ступеньки, он не может мгновенно повторить прямой угол и срывается с кромки. Сразу за уступом образуется замкнутая область пониженного давления, где воздух медленно вращается.

Это локальное вихревое образование изменяет распределение давления по всей нижней плоскости крыла. Направление линий тока смещается вниз, за счет чего растет так называемая циркуляция скорости вокруг всего профиля. Давление под крылом увеличивается сильнее, чем на обычном гладком профиле.

Расчеты показали, что использование только одного геометрического уступа без каких-либо дополнительных систем дает ощутимый прирост подъемной силы:

• при длине уступа 10% хорды подъемная сила выросла на 29,9%;
• при длине 20% хорды — на 42,98%;
• при длине 30% хорды — на 37,29%.

Максимальный результат показал уступ средней длины (20% хорды), так как при таком размере вихревая зона за ступенькой занимает оптимальную площадь и не разрушает структуру течения у задней кромки.

Но этот способ порождает серьезную проблему. Из-за разницы давлений перед уступом и позади него возникает дополнительная тормозящая сила — сопротивление формы. Вихри, выходящие из зоны уступа в окружающее пространство, заставляют крыло оставлять за собой широкий турбулентный след.

В результате лобовое сопротивление профиля увеличилось на 65,57% для уступа 10% хорды и на 82,33% для уступа 20% хорды. Пассивная ступенька позволила крылу нести больший вес, но одновременно резко снизила общую аэродинамическую эффективность, выражаемую отношением подъемной силы к силе сопротивления.

Электрогидродинамика плазменных актуаторов

Чтобы устранить рост лобового сопротивления и одновременно подавить срыв потока на верхней кромке крыла, исследователи применили активный метод управления — актуаторы диэлектрического барьерного разряда переменного тока (AC-DBD).

Актуатор представляет собой тонкую пластину, состоящую из двух металлических электродов и разделяющего их слоя изолятора (диэлектрика). Толщина диэлектрика составляет 0,46 миллиметра, толщина электродов — 0,05 миллиметра. Вся конструкция устанавливается заподлицо с обшивкой крыла и не выступает наружу.

Один электрод шириной 6 миллиметров находится на поверхности и контактирует с набегающим воздухом. Второй электрод шириной 10 миллиметров полностью скрыт под слоем диэлектрика внутри конструкции крыла.

На электроды подается синусоидальное переменное напряжение с амплитудой 5,67 киловольта и частотой 5 килогерц. Разница потенциалов между открытым и скрытым проводниками создает электрическое поле высокой напряженности — более 30 киловольт на сантиметр.

Под действием этого поля нейтральные молекулы воздуха теряют электроны. Возникает низкотемпературная неравновесная плазма, испускающая слабое свечение.

В неравновесной плазме температура свободных электронов достигает десятков тысяч градусов, но тяжелые частицы — молекулы и ионы кислорода и азота — остаются практически холодными. Поэтому термического разрушения обшивки не происходит.

Ускоряясь сильным электрическим полем, образовавшиеся положительные и отрицательные ионы движутся в сторону скрытого электрода. По пути они сталкиваются с нейтральными молекулами набегающего воздуха и передают им часть своей кинетической энергии за счет обычных механических соударений.

Этот процесс называют электрогидродинамическим ускорением. Воздух над актуатором начинает двигаться в строго заданном направлении, формируя плоскую струю, прижатую к поверхности. Объемная сила, которую развивает единичный актуатор в данном эксперименте, достигает величины 1,21 x 10⁵ Ньютонов на кубический метр.

Инженеры установили два таких актуатора на верхнюю поверхность крыла на расстоянии 4% и 6% длины хорды от передней кромки. Это именно та зона, где поток воздуха только начинает испытывать торможение от неблагоприятного градиента давления. Плазменная струя принудительно впрыскивает дополнительный импульс в пристеночный слой воздуха.

Получив дополнительную скорость, пограничный слой преодолевает область повышенного давления, не останавливается и продолжает непрерывно огибать профиль. Точка отрыва на верхней стороне крыла смещается назад, ближе к хвостовой части, а вихревой след за профилем сужается.

Результаты совмещения геометрии и плазмы

Исследователи смоделировали поведение крыла на углах атаки от 0 до 20 градусов при числе Рейнольдса 3,1 x 10⁶ (этот параметр характеризует отношение сил инерции к силам вязкости и соответствует полету небольшого самолета или тяжелого беспилотника со скоростью около 175 километров в час).

Расчеты показали взаимное усиление двух технологий:

1. Поведение потока на критических углах атаки. На угле атаки 16 градусов базовое крыло NACA4412 без модификаций полностью теряет подъемную силу: воздух отделяется от обшивки практически сразу за передней кромкой, над крылом формируется сплошная зона обратного течения. Добавление одного лишь уступа на нижней поверхности несколько увеличивает подъемную силу, но вихри на верхней стороне остаются огромными. Однако при одновременном включении плазменных актуаторов срыв потока прекращается. Струя плазмы прижимает течение обратно к крылу, восстанавливая нормальное обтекание.
2. Абсолютный прирост подъемной силы. Сама по себе плазменная система увеличивает коэффициент подъемной силы чистого крыла на 16,77% на угле атаки 8 градусов и на 47,16% на закритических углах. Но в комбинации со ступенью BFS прирост становится существенно больше. Конфигурация с уступом 30% хорды и работающими актуаторами показала рекордное увеличение подъемной силы — на 83,07% по сравнению с исходным профилем.
3. Восстановление аэродинамического качества. Главный недостаток ступеньки — повышенное лобовое сопротивление — удалось нейтрализовать. Так как плазма на верхней поверхности сглаживает вихри и делает спутный след узким, общее сопротивление крыла падает на величину до 11,13% по сравнению с крылом, оснащенным только ступенькой.

В результате для конфигурации с коротким уступом (10% хорды) и включенной плазмой исследователи зафиксировали рост аэродинамического качества крыла на 44,43%.

Это формирует два практических варианта применения гибридной компоновки в авиастроении:

• Конфигурация 30% BFS + плазма: обеспечивает максимальную подъемную силу. Подходит для тяжелых взлетно-посадочных режимов, резких маневров и полета на малых скоростях.
• Конфигурация 10% BFS + плазма: дает наилучшее отношение подъемной силы к сопротивлению. Подходит для увеличения дальности и продолжительности полета, позволяя снизить расход топлива.

Вычислительный барьер и переход к рекуррентным нейросетям

Для моделирования гидродинамических процессов ученые использовали систему нестационарных уравнений Навье — Стокса, осредненных по Рейнольдсу, с полуэмпирической моделью турбулентности SST k-ω. Это один из самых точных методов расчета сжимаемых и несжимаемых потоков, но он требует огромных вычислительных мощностей.

Чтобы получить картину обтекания крыла в течение всего трех секунд реального времени, расчетную область вокруг профиля разделили на 1,96 миллиона ячеек. Шаг по времени составлял 0,0025 секунды. Каждая точка требовала 10 внутренних итераций для достижения сходимости уравнений, а общее число шагов расчета составило 12 000. На стандартном оборудовании такой расчет занимает от нескольких часов до суток.

Подобные расчеты подходят для предварительного проектирования, но абсолютно неприменимы для бортовых систем управления. Если самолет попадает в порыв ветра или входит в режим сваливания, автоматика должна принять решение о включении плазменных актуаторов за миллисекунды.

Решением проблемы стало создание суррогатной вычислительной модели на базе рекуррентных нейронных сетей (RNN). Авторы выбрали две архитектуры: сеть с долгой краткосрочной памятью (LSTM) и управляемый рекуррентный блок.

Обычные нейросети прямого распространения обрабатывают каждый входной сигнал изолированно. Но нестационарный поток воздуха обладает физической предысторией: вихрь, находящийся сейчас над задней кромкой, возник доли секунды назад у передней кромки и смещался вдоль хорды. Рекуррентные сети способны учитывать эту временную последовательность за счет передачи скрытого состояния от предыдущего расчетного шага к следующему.

Обе сети обучали на массиве данных гидродинамического расчета. Из 3 секунд симуляции первые 0,4 секунды были отброшены, так как они отражали начальный переходный процесс запуска модели. Оставшиеся 2,6 секунды (520 последовательных двумерных полей скорости и давления) разделили: 80% данных пошло на обучение, 20% — на валидацию и тестирование.

Входными параметрами служили угол атаки, геометрический тип уступа (10%, 20%, 30%), число Рейнольдса и текущие распределения параметров потока.

После завершения обучения нейросети протестировали в двух режимах: прямого воспроизведения и автономного прогнозирования вперед во времени.

Результаты сравнения показали:

1. Точность. Обе архитектуры воспроизвели физические поля скоростей с минимальной среднеквадратичной ошибкой (MSE) на уровне 10⁻⁶ и коэффициентом корреляции R > 0,96.
2. Разница архитектур. Сеть управляемого рекуррентного блока устроена проще: она использует всего два управляющих элемента (вентиль обновления и вентиль сброса) и имеет общее скрытое состояние. За счет этого она обучается быстрее и лучше воспроизводит локальные резкие перепады параметров. Сеть LSTM сложнее: она содержит три вентиля (входной, выходной и вентиль забывания), а также отдельную ячейку долговременного состояния.
3. Стабильность при прогнозировании в будущее. Когда исследователи заставили нейросети прогнозировать поведение потока вперед во времени без подсказок от гидродинамического решателя (авторегрессионный режим с шагом до 4,0 секунд), проявились преимущества LSTM. Накопленная ошибка прогноза у LSTM выросла всего на 9,85%, в то время как у управляемого рекуррентного блока она увеличилась на 12,65%. Дополнительный вентиль забывания позволил LSTM надежнее отсекать численный шум и предотвращать разрастание ошибки.
4. Способность к обобщению. Сети обучили на двух крайних режимах обтекания — при числах Рейнольдса 1,1 x 10⁶ и 3,1 x 10⁶. Затем моделям дали задачу рассчитать коэффициент подъемной силы для промежуточного значения Re = 2,1 x 10⁶, данных о котором не было в обучающей выборке. Средняя ошибка прогноза для LSTM составила лишь 1,97%, а для управляемого рекуррентного блока — 2,81%.

Это подтверждает, что нейросеть выявила базовые математические закономерности нелинейного взаимодействия пограничного слоя со ступенью и плазмой. При этом время генерации нового поля течения нейросетью составляет доли секунды вместо десятков часов работы традиционного гидродинамического пакета.

Технические ограничения и практическая ценность

Оценивая перспективы внедрения описанной схемы, авторы указывают на объективные ограничения проведенного численного эксперимента:

• Двумерность расчетов. Моделирование выполнялось в двумерной постановке (плоское обтекание сечения бесконечного размаха). В реальном полете срыв потока на больших углах атаки трехмерен. На крыле конечного размаха возникают концевые вихри, а оторвавшийся пограничный слой смещается не только назад, но и вдоль размаха крыла от корня к законцовкам. Для полного описания этих эффектов требуются пространственные расчеты методами крупных вихрей (LES) или прямые эксперименты в аэродинамической трубе.
• Энергетический баланс плазмы. В исследовании использовалась математическая модель Федора Шу (Shyy model), где действие плазмы задается как приложенная объемная механическая сила, без прямого моделирования электрической цепи. Чтобы понять реальную выгоду решения, инженерам предстоит измерить электрическую мощность, потребляемую высоковольтными преобразователями напряжения. Если генераторы и аккумуляторы для питания разряда 5,67 кВ окажутся слишком тяжелыми, они нивелируют выигрыш от полученной подъемной силы.

Тем не менее, исследование подтверждает жизнеспособность концепции бескомпромиссного аэродинамического крыла. Традиционная механизация (закрылки, отклоняемые носки) увеличивает массу конструкции, требует гидравлических приводов и регулярного сервисного обслуживания.

Неподвижная форма со ступенью BFS, дополненная твердотельными плазменными актуаторами, не содержит трущихся деталей и способна изменять параметры обтекания практически мгновенно.

В сочетании с компактными рекуррентными нейросетями, работающими на бортовых процессорах, эта технология создает базу для создания нового поколения ветроэнергетических турбин, способных автоматически адаптироваться к резким изменениям направления и скорости набегающего потока.

Источник: Scientific Reports