Устройство реламинаризации пограничного слоя на линии растекания стреловидного крыла

Изобретение относится к области авиационной техники. Устройство содержит отверстия системы отсоса в обтекаемой поверхности и пластинку на обтекаемой поверхности. Устройство снабжено датчиками статического давления или термоанемометрами, расположенными вдоль линии растекания пограничного слоя и предназначенными для определения режима течения в пограничном слое, и смещено по хорде крыла от линии растекания в сторону задней кромки крыла для исключения дополнительных возмущений потока по линии растекания с возможностью ликвидации ограничения интенсивности отсоса при Red≤100. Изобретение направлено на исключение турбулизирующего воздействия пластинки на пограничный слой при отключении отсоса или сбое заданного режима. 3 ил.

 

Изобретение относится к областям авиационной, космической и судостроительной техники и может найти применение в модельных испытаниях летательных и плавательных аппаратов и их отдельных элементов.

Известны устройства для реламинаризации пограничного слоя, т.е. изменения режима течения от турбулентного к ламинарному на линии растекания стреловидных крыльев, выполненные путем изменения профиля крыла на линии его растекания на некотором расстоянии от зоны «засорения» (формирования больших возмущений в месте сопряжения крыла с фюзеляжем или модели крыла со стенкой рабочей части трубы) (M.Gaster On the Flow Along Sweept Leading Edges. - The Aeronautical Quarterly. Vol.28, part 2, pp.165-184, 1967). При работе устройств такого типа их эффективность ограничивается диапазоном параметров полета и испытаний: например, скорости, углов атаки.

Известно устройство реламинаризации (THE AERONAUTICAL QUARTERLY. VOL. XXX, NOVEMBER 1979, PART 4, PAGE 611), имеющее систему регулируемого отсоса и перпендикулярно обтекаемую плоскую пластинку, размещенные на линии растекания поперек течения в пограничном слое параллельно поверхности фюзеляжа (стенки трубы). Отсос проводится через отверстия в обтекаемой поверхности и обеспечивает устранение возмущений, возникающих ниже по течению в зоне сопряжения пластинки с поверхностью крыла.

Данное устройство реламинаризации, устраняющее турбулентные возмущения пограничного слоя на линии растекания стреловидного крыла, является наиболее близким к предлагаемому техническому решению.

На фиг.1 показана схема крыла в набегающем потоке U прямой стреловидности в сопряжении с фюзеляжем-стенкой (прототип).

Как видно на фиг.1, в прототипе вдоль фюзеляжа (стенки) 1 развивается турбулентный пограничный слой, пульсационные характеристики которого дополнительно усиливаются в зоне сопряжения 2 крыла 3 с фюзеляжем 1 и сносятся вниз по течению вдоль линии растекания 4 со скоростью V, турбулизируя, т.е. фактически «засоряя», пограничный слой далее вниз по потоку и вдоль хорды крыла в сторону задней кромки.

Для устранения указанной «засоренности» на поверхности в пограничном слое линии растекания установлена перпендикулярно потоку (V) обтекаемая плоская пластинка 5, а создаваемые за ней возмущения отсасывают через отверстия в зоне 6 обтекаемой поверхности крыла-модели, расположенные непосредственно у пластинки 5.

Недостатки прототипа заключаются в следующем.

Устройство установлено непосредственно на линии растекания и при отключении отсоса или сбое заданного режима его работы оно само является источником турбулизации пограничного слоя, перемещая источник «засорения» вниз по потоку вдоль линии растекания, т.е. приводит к обратному результату. Режим отсоса через отверстия для надежного избежания турбулизации также строго ограничен числом Рейнольдса (Red), которое по размерам отверстия и среднерасходной скорости в нем должно быть Red≤100. При Red>100 реламинаризация не может быть достигнута путем увеличения интенсивности отсоса через выполненные отверстия в поверхности из-за соответствующих возмущений, вносимых самим отсосом в пограничный слой.

Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, состоит в исключении турбулизирующего воздействия пластинки на пограничный слой при отключении отсоса или сбое заданного режима (в состоянии нерабочего режима при Red>>100).

Для достижения указанного технического результата устройство реламинаризации, содержащее отверстия системы отсоса в обтекаемой поверхности и пластинку на обтекаемой поверхности, снабжено датчиками статического давления или термоанемометрами, расположенными вдоль линии растекания пограничного слоя и предназначенными для определения режима течения в пограничном слое, и смещено по хорде крыла от линии растекания в сторону задней кромки крыла или модели крыла на расстояние L, достаточное для исключения дополнительных возмущений потока на линии растекания с возможностью ликвидации ограничения интенсивности отсоса Red ≤ 100. В зависимости от конструктивных особенностей исследуемой модели или реального натурного объекта, например профиля крыла-модели и параметров потока, величина расстояния L определяется экспериментально. При этом создаваемые устройством возмущения будут сноситься вниз по потоку в сторону задней кромки, не попадая в зону линии растекания. Регулирование интенсивности отсоса в диапазоне Red >> 100 позволяет изменить направление потока в окрестности передней кромки крыла, включая зону растекания, и таким образом отсосать или изменить направление распространения возмущений, перемещающихся в пограничном слое из турбулизирующей зоны.

Дополнительное повышение эффективности отвода возмущений из зоны линии растекания крыла в сторону его хорды обеспечивает расположение направляющей пластинки по потоку в пограничном слое в месте ее установки.

Отличительными признаками предлагаемого устройства реламинаризации от прототипа является место расположения системы отсоса и пластинки, смещенное по хорде крыла в сторону задней хвостовой кромки крыла, а пластинка установлена по потоку с учетом местного угла, образованного крайними направлениями потока в этом месте крыла для всех режимов работы.

Предлагаемое устройство реламинаризации иллюстрируются схематически чертежами, представленными на фиг.2÷3.

На фиг.2а, 2б - направления потока вдоль линии растекания и в ее непосредственной окрестности; на фиг.3 - схема устройства для крыла прямой стреловидности с пластинкой. С целью оптимизации работы устройства реламинаризации при разных углах атаки целесообразно размещать его по обе стороны относительно линии растекания.

Расхождение линий тока на линии растекания и непосредственно в ее окрестности показано на фиг.2а, на 2б - вместе с контуром профиля передней кромки крыла-модели в сечении А-А. Где v1 - составляющая скорости потока вдоль линии растекания, направленная по течению в рассматриваемой точке, u1 - составляющая скорости потока, перпендикулярная линии растекания, х - расстояние рассматриваемой точки от линии растекания. L - расстояние от передней части пластинки до линии растекания, позволяющее исключить дополнительное возмущение потока по линии растекания.

На фиг.3 изображен общий вид заявленного устройства для крыла прямой стреловидности, где «засорение» линии растекания происходит из зоны 2 сопряжения крыла с фюзеляжем - стенкой.

Работа предложенного реламинаризирующего устройства осуществляется следующим образом. В начале устанавливается рабочий режим полета - трубы. При помощи датчиков (не показаны), например, статического давления или термоанемометра, расположенных вдоль линии растекания и ее окрестности определяют соответствующий режим течения в пограничном слое. Затем включают систему отсоса и, увеличивая интенсивность отсоса (Red), добиваются необходимой степени реламинаризации пограничного слоя на линии растекания крыла - модели: смещения местоположения области турбулентно ламинарного перехода вверх против потока на линии растекания. При этом выбранное местоположение системы реламинаризации ликвидирует прежнее ограничение интенсивности отсоса - Red ≤ 100 и позволяет изменить направление перемещения турбулизирующих пограничный слой возмущения в сторону от линии растекания, ближе к хорде (вдоль хорды) модели - по направлению набегающего потока. При заданной наперед программе движения летательного или плавательного аппарата соответствующие значения интенсивности отсоса могут быть определены заранее.

Устройство реламинаризации пограничного слоя на линии растекания стреловидного крыла, содержащее отверстия системы отсоса в обтекаемой поверхности и пластинку на обтекаемой поверхности, отличающееся тем, что оно снабжено датчиками статического давления или термоанемометрами, расположенными вдоль линии растекания пограничного слоя и предназначенными для определения режима течения в пограничном слое, и смещено по хорде крыла от линии растекания в сторону задней кромки крыла для исключения дополнительных возмущений потока по линии растекания с возможностью ликвидации ограничения интенсивности отсоса при Red≤100.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, в частности к лопастным машинам для нагнетания воздуха, а также к лопастям (Л) движителей. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. .

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, преимущественно малого удлинения, предназначенной для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Изобретение относится к авиастроению, ракетной технике и двигателестроению. .

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 авиации

Изобретение относится к авиации, а именно к устройствам для отсоса пограничного слоя

Изобретение относится к системам всасывания для отсоса пограничного слоя на летательном аппарате

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при конструировании обтекаемых тел для летательных аппаратов (ЛА). Обтекаемое тело содержит внешнюю оболочку, области торможения и обтекания набегающего потока, устройство управления обтеканием, смесительную камеру. К смесительной камере примыкает выходное устройство. Устройство управления обтеканием содержит множество микроотверстий и камер всасываний, соединительный канал, всасывающее устройство с впускным отверстием, канал подвода заторможенной текучей среды. Всасывающее устройство содержит образующий приемную камеру корпус с впускным и выпускным отверстиями, сопло с впускным отверстием. Обтекаемое тело является мотогондолой и аэродинамической поверхностью планера ЛА. Изобретение позволяет уменьшить массу ЛА, энергопотребление. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности. Выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу. Задние крылья выполняются так, что просасывание воздуха через жалюзи обеспечивается методом эжекции за счет всасывающего действия выхлопных газов через управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и зоной выхлопа. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков. Верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены плоскими, сходящимися под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, а реактивные сопла двигателей расположены в линию с образованием щели. Верхняя аэродинамическая поверхность расположена горизонтально, а нижняя аэродинамическая поверхность - наклонно. Отверстия в стенках имеют разный размер со стороны верхней и нижней аэродинамической поверхности. Достигается уменьшение аэродинамического сопротивления крыла и увеличение его подъемной силы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к авиационной технике. Способ формирования подъемной силы за счет управления пограничным слоем в верхней части крыла летательного аппарата, выполненного с системой отбортованных отверстий в виде полой усеченной фигуры с уменьшающимся внутрь крыла поперечным сечением отверстий. Отсос пограничного слоя из верхней части крыла выполняют раздельно для правого борта радиальным вентилятором одностороннего всасывания правого вращения и для левого борта радиальным вентилятором одностороннего всасывания левого вращения. При этом предполагается соединение внутренней части отверстий посредством отсасывающих труб раструбных форм с входом в бортовой радиальный вентилятор и используется динамическое давление на выходе вентиляторов. Изобретение направлено на повышение эффективности формирования подъемной силы и увеличения тяги.
Наверх