Устройство для управления обтеканием воздушным потоком летательного аппарата

 

Использование: в авиации, а именно в летательных аппаратах с устройствами для уменьшения сопротивления. Сущность: уменьшение лобового сопротивления летательного аппарата обеспечивается за счет поэтапного обдува носовой части летательного аппарата, который снабжен опорной трубой 1 с подвижными насадками 4,5,6 конической формы, установленной перед носовой частью летательного аппарата, при этом насадки образуют своими торцевыми частями кольцевые сопла Лаваля 7,8,9,10 для выдува газа. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к дозвуковым и сверхзвуковым полетам самолетов.

Известны такие устройства, как щелевое сопло реактивного предкрылка или закрылка; профиль, установленный по передней кромке крыла или стабилизатора (см. а. с. N 135767, МКИ В 64 С 21/02, СССР, а.с. N 529730, МКИ В 64 С 5/02, СССР), а также устройство, состоящее из кольцевых сопл, расположенных в носовой части самолета, из которых осуществляется выдув газа (патент США 3604661 кл.244-42, МКИ 5 В 64 С).

Недостатком указанных устройств является то, что выдув газа из носовой части фюзеляжа или крыла требует соответствующего изменения их конструкций, в результате чего произойдет ослабление силовой схемы элементов летательного аппарата. Кроме того, в случае выдува газа из кольцевых сопл, расположенных в носовой части фюзеляжа самолета, сдувается область воздуха близкая к поверхности самолета и пограничный слой. Из-за близкого расположения истекаемой струи к внешней поверхности самолета результирующий вектор скорости будет направлен в сторону этой поверхности, и, как следствие, будет создаваться какое-то лобовое сопротивление.

Целью предлагаемого изобретения является уменьшение лобового сопротивления летательного аппарата за счет изменения направления движения встречного потока воздуха, и как следствие, повышение энергетических возможностей, уменьшение расхода топлива и увеличение дальности полета.

Поставленная цель достигается поэтапным обдувом носовой части летательного аппарата.

Предлагаемое устройство содержит три части насадок, образующие своими торцевыми частями кольцевые сопла Лаваля и перемещающиеся по опорной трубе, закрепленной в демпфере.

На фиг.1 изображено предлагаемое устройство; на фиг.2 разрез А-А на фиг. 1; на фиг.3 разрез Б-Б на фиг.1; на фиг.4 разрез В-В на фиг.1.

Устройство располагается в носовой части фюзеляжа летательного аппарата и содержит опорную трубу 1, закрепленную в шарнирном узле 2 демпфера 3. На опорную трубу 1 надеты насадок 4,5,6, перемещающиеся вдоль ее продольной оси и образующие специально спрофилированные кольцевые сопла Лаваля 7,8,9,10. Демпфер 3 содержит поршень 11, перемещающийся по его внутренней стенке.

Устройство работает следующим образом.

При выходе самолета на заданный крейсерский режим полета количество воздуха, рассчитанное для каждого конкретного летательного аппарата, из компрессоров силовой установки по трубопроводу поступает в полость между стенками опорной трубы 1 и частями насадок 4,5,6, которые перемещаются по шлицам 16,17 и поднимаются пружинами 12,13, 14,15, причем сжатый газ через зазор между трубой 1 и внутренними стенками насадок поступает из радиальных отверстий 19,20,21 в стенках трубы 1. Первоначальное положение насадок обусловлено расчетными параметрами крейсерского полета и обеспечивается усилием регулировочных пружин, расположенных между насадками. В направление встречного потока газ выходит через дроссельное отверстие 18.

Части 4,5,6 насадка, поджимаемые подведенным газом высокого давления, перемещаются против направления полета по опорной трубе 1, обеспечивая расчетные значения площадей сечения кольцевых сопл Лаваля 7,8,9,10. Истекающий из кольцевых сопел 7,8,9,19 газ переориентирует встречный поток воздуха в обход носовой части летательного аппарата.

Количество частей насадок определяется геометрическими размерами конкретного летательного аппарата, его расчетной скоростью полета и количеством воздуха, которое можно отбирать из-за компрессора двигателя.

Конфигурация внешних обводов на разрезах А-А и Б-Б отражает наличие трех наплывов: один вверху и по одному справа и слева. Наплывы представляют собой локальные участки сопла Лаваля с увеличенным углом истечения газа, по сравнению с углом всего кольцевого сопла Лаваля. Эти элементы необходимы для дополнительного изменения встречного потока воздуха в местах присоединения к фюзеляжу крыла и вертикального оперения (в случае средне плана), с целью уменьшения значения сопротивления, возникающего из-за интерференции крыло-фюзеляж, вертикальное оперение-фюзеляж.

Посредством поворота устройства относительно оси подвески демпфера 3 можно управлять обтеканием самолета в зависимости от углов атаки полета самолета. Углы Х1, X2, X3, Х4 выбирают таким образом, чтобы посредством эжекции раздвигать поток воздуха. Истекающий из кольцевого сопла 7 воздух изменяет направление вcтречного потока на угол Х1, близкий к нулю, из сопла 8 на угол X2>X1, из сопла 9 на угол X3>X2, из сопла 10 на угол Х43 (см. фиг.5).

Угол Х4 равен углу между строительной осью самолета и касательной, проведенной к носовой части самолета из кольцевого coпла 10.

Воздух, поступающий из компрессора, до подачи в устройство можно дополнительно сжимать в мультипликаторе давления. При увеличении скорости полета все части 4,5,6 насадка будут поджиматься скоростным напором и, тем самым, уменьшать проходные сечения кольцевых сопл 7,8,9 и 10, что, в свою очередь, будет приводить к повышению давления истекающего воздуха и, как следствие, к увеличению скорости истечения воздуха из кольцевых сопл 7,8,9 и 10.

В полости демпфера 3 воздух находится под определенным давлением. При пиковых нагрузках на части 4,5,6 насадка, появляющихся в результате нестационарности внешней атмосферы, поршень 11 перемещается по внутренней стенке демпфера 3, сжимая газ внутри демпфера 3 и, тем самым, разгружая конструкцию самолета.

Механизмы управления устройством по углам атаки и коммуникации подведения воздуха проектируются для конкретного самолета с учетом его летнотехнических характеристик.

Формула изобретения

Устройство для управления обтеканием воздушным потоком летательного аппарата, содержащее тело для выдува газа, установленное перед носовой частью летательного аппарата, отличающееся тем, что тело для выдува газа выполнено в виде опорной трубы с подвижными насадками конической формы, образующими своими торцевыми частями кольцевые сопла Лаваля и установленными с возможностью перемещения по опорной трубе, которая закреплена в демпфере, расположенном в носовой части летательного аппарата.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к системам управления пограничным слоем на поверхности объектов, движущихся в газовой среде, и предназначено для предотвращения отрыва потока от элементов конструкции объектов, например, летательных аппаратов

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом при сверхзвуковых скоростях полета

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к авиационным приборам

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам измерения аэродинамических углов, и предназначено для измерения угла атаки летательного аппарата

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для снижения сопротивления при движении тела в воздушной среде
Изобретение относится к авиационным приборам, определяющим положение объекта относительно встречного потока воздуха, и может быть использовано на летательных аппаратах для измерения угла атаки или скольжения, а также при аэродинамических исследованиях
Изобретение относится к области авиаприборостроения, в частности к устройствам, определяющим положение объекта относительно встречного потока воздуха, и может быть использовано на летательных аппаратах для изменения угла атаки или скольжения, а также при аэродинамических исследованиях
Изобретение относится к авиаприборостроению, в частности к приборам, определяющим положение продольной оси летательного аппарата относительно встречного потока воздуха

Изобретение относится к авиационной, космической технике и может быть использовано при создании новых видов летательных аппаратов, предназначенных для полета со сверхзвуковыми скоростями как у поверхности Земли, так и на высоте до 150 км

Изобретение относится к автомобилестроению, судостроению и авиастроению, касаясь создания устройств, улучшающих аэро(гидро)динамические качества наземных, водных и воздушных транспортных средств

Изобретение относится к воздухоплаванию и касается создания летательных аппаратов с аварийными средствами спасения и средствами увеличения подъемной силы

Вертолет // 2246426
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах

Изобретение относится к области создания подъемной силы, тяги и нагнетания в воздушной среде

Изобретение относится к технике для движения в воздушной среде с дозвуковой скоростью, в частности к дозвуковым летательным аппаратам, скоростным судам, поездам и автомобилям

Изобретение относится к авиации и водному транспорту и касается управления воздушными, надводными и подводными судами посредством гидродинамического эффекта для создания потенциала по поверхности судов

Устройство для управления обтеканием воздушным потоком летательного аппарата, кольцевые сопла

Наверх