Устройство ламинаризации обтекания тела



Устройство ламинаризации обтекания тела
Устройство ламинаризации обтекания тела
Устройство ламинаризации обтекания тела
Устройство ламинаризации обтекания тела

 


Владельцы патента RU 2400399:

Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) (RU)

Изобретение относится к области авиационной и космической техники. Устройство ламинаризации обтекания тела содержит нагревательный элемент в носовой части тела, датчики измерения температуры и режимов течения вдоль носовой части тела. Тело выполнено с пазом, который расположен за нагревательным элементом и препятствует распространению тепла в хвостовую часть тела. Изобретение направлено на уменьшение сопротивления тела. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, может найти применение в натурных и модельных испытаниях различных летательных аппаратов или их отдельных элементов.

Известны различные устройства, которые обеспечивают уменьшение сопротивления тел при их движении в газовой или жидкостной средах путем затягивания ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП), т.е. увеличения части поверхности тела, обтекаемой ламинарным пограничным слоем за счет сокращения протяженности турбулентного слоя. Для достижения этой цели используются разные пути: отсос, тепловой метод и т.д. ([1] Ламинаризация пограничного слоя (Обзор. "Бюро Научно-Технической Информации ЦАГИ", №246, 1968, 119 с.). Ламинаризация обтекания достигалась с помощью устройств, расположенных в передней носовой части тела, в зоне ламинарного слоя.

При формировании турбулентного пограничного слоя практически сразу с передней кромки (линии растекания-торможения), например, из-за высокой турбулентности потока или наличия турбулизирующих элементов на ее поверхности, для его предварительного устранения используются разные технические средства. Например, для устранения возможности "засорения" передней кромки тела крыла большими возмущениями, распространяющимися из зоны сопряжения крыла с фюзеляжем, Пфеннингер использовал перегородку (пластинку), установленную на передней кромке крыла или уменьшал радиус ее закругления ([2] М.Gaster, On the Along Sweep Leading Edges // The Aeronautcal Qnarterly. V. 28. part 2, p.165-184, 1967). Для удаления турбулизирующих элементов в виде налипших насекомых при взлете самолета передняя кромка оборудовалась специальными щелями двойного назначения (вдув-отсос) ([3] A.L.Braslow. Applied Aspects of Laminar-Flow Technology, Fig. 13-14, стр.47-78, «Progress in Astronautiks and Aeronautiks», 1990 г., v.128).

Существенным недостатком данных устройств[1, 2, 3] является то, что они сами могут создавать значительные возмущения особенно при выключении системы ламинаризации (отсоса).

Для исключения разных причин турбулизации течения в районе передней кромки тел также известно применение устройства в виде специального предкрылка - щиток Крюгера (Krueger shield) ([3] Fig. 18), который в нужное время закрывает переднюю кромку тела от возникновения на поверхности дополнительных турбулизирующих элементов.

К числу недостатков щитка Крюгера следует отнести наличие динамических узлов и стационарных турбулизирующих элементов шероховатостей, например царапин, возникающих случайно по тем или иным причинам вне полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению может служить устройство ([4] L.Maestrelo, К.A.Nagabushana. Relaminarization of Turbulent Flow on a Flat Plate by Localized Surface Heating, AIAA №89-00985), в котором ламинаризация течения при обтекании носика тела (передней кромки) обеспечивается путем нагрева носика модели (передней кромки) посредством расположения нагревательных элементов непосредственно на линии растекания-торможения, на которую набегает внешний практически бестурбулентный поток. Нагревательные элементы в этом устройстве установлены в набегающем бестурбулентном потоке, в зоне некоторого благоприятного градиента, что может оказывать дополнительное стабилизирующее влияние на формирование пограничного слоя. Устройство также содержит системы измерения температуры и режимов течения.

Недостатком прототипа является то, что в случае расположения нагревательных элементов устройства в турбулентном натекающем (набегающем) потоке нагрев обтекаемой поверхности не обеспечит формирования здесь бестурбулентного ламинарного пограничного слоя и подавления в нем развивающих возмущений, то есть за местом нагрева не будет образована ламинарная зона, необходимая для размещения любой системы ламинаризации для дальнейшего значительного затягивания перехода ламинарного слоя в турбулентный (ЛТП). При таком расположение системы нагрева непосредственно в зоне линии растекания-торможения, где только начинается формирование слоя и слой имеет минимальную толщину, даже незначительные дефекты обтекаемой поверхности будут сильно возмущать поток у обтекаемой поверхности, приводя к его последующей турбулизации (А.Г.Лойцанский. Механика жидкости и газа, 1957 г.).

Можно отметить, что как в аналогах, так и в прототипе все устройства предназначаются для обеспечения поддержания, сохранения ламинарного течения на линии растекания и непосредственно в ее окрестности, предлагаемое же изобретение обеспечивает реламинаризацию натекающего турбулентного течения, а какие-либо средства предварительной ламинаризации первоначально турбулентного слоя вообще отсутствуют. По данным отечественной и зарубежной научно-технической литературы уменьшение сопротивления обтекаемого тела или отдельных его элементов путем ламинаризации достигалось ранее" всегда путем затягивания ламинарно-турбулнтного перехода, т.е. смещения места ЛТП от носка тела в сторону задней кормовой его части. Использование в изобретении теплового метода реламинаризации по сравнению с часто рассматриваемым методом отсоса будет более эффективно: при нагреве обтекаемой поверхности тепловой поток от стенки будет "отталкивать" набегающую турбулентную "пелену", а внешний поток образует низкотурбулентный и более устойчивый профиль скоростей у поверхности; при отсосе пелена наоборот как бы притягивается к стенке, тем самым возмущения сохраняются ниже по течению.

Технический результат состоит в реламинаризации натекающего на нагревательные элементы возмущенного (турбулентного) потока (среды) и формирование ламинарного слоя, тем самым уменьшая сопротивление тела.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве ламинаризации обтекания тела, содержащем нагревательный элемент в носовой части тела, датчики измерения температуры и режимов течения вдоль носовой части тела, тело выполнено с пазом, который расположен за нагревательным элементом и препятствует распространению тепла в хвостовую часть тела.

На фиг.1 приведена структурная схема устройства для ламинаризации обтекания тела.

На фиг 2, 3, 4 - спектрограммы (верхняя кривая) и осциллограммы выходного сигнала термоанемометра от частоты и от времени.

На чертеже (фиг.1) показаны:

U0 - направление набегающего на тело потока;

1 - испытуемое тело;

2- линия торможения-растекания тела U0=0;

3 - носовая (передняя) часть тела;

4 - нагревательные элементы реламинаризации потока с системой регулирования (на чертеже не показанной);

5 - элементы (система) ламинаризации;

6 - первичные элементы (датчики) системы измерения температуры обтекаемой поверхности tw и режимов течения над ними;

7 - внешняя граница слоя за турбулизатором при выключенном питании элементов 4 (Δtw=0);

8 - паз, препятствующий распространению тепла в хвостовую часть тела;

9 - внешняя граница ламинарного пограничного слоя, образованного в результате (после) включения нагревательных элементов 4;

10 - внешняя граница турбулентного слоя, образованного после перехода ламинарного слоя 9 при выключенной системе 5;

11 - внешняя граница турбулентного слоя при включенных системах реламинаризации 4 и ламинаризации 5;

х1 - место возникновения слоя (турбулентного) непосредственно за турбулизатором - Δtw=0;

х2 - место возникновения (перехода) ЛТП при включенных нагревательных элементах 4 - Δtw≠0;

x3 - место перехода ЛТП при включенных нагревательных элементах 4 и 5.

Устройство ламинаризации обтекания тела (фиг.1) содержит тело 1 с линией торможения-растекания 2, носовой частью 3, в теле 1 размещены нагревательные элементы 4 и 5 с автономной системой нагрева, датчиками 6 системы измерения температуры tw обтекаемой поверхности и режима течения в месте их установки. Распространению тепла от нагревателей 4 в хвостовую (кормовую) часть тела препятствует паз 8.

Устройство работает следующим образом: при помещении тела в поток на линии растекания и непосредственно в ее окрестности могут возникать большие возмущения, приводящие к формированию и развитию турбулентного слоя с внешней границей 7. Включение нагревательных элементов 4 приводит к нагреву турбулизирующей носовой части (под сильно возмущенной средой) обтекаемой поверхности, не вызывая возникновение существенных дополнительных возмущений в потоке над ней из-за малого числа Рейнольдса (область устойчивого течения). Нагретая над элементами 4 среда потока (газа, жидкости) сносится вниз по потоку и оказывается за пазом 8 над холодной (ненагреваемой) поверхностью тела. Распространение горячей пелены (потока) уже над холодным телом стабилизирует течение (слоя 9) смещая ЛТП - х2 к задней кромке тела (увеличивая число Рейнольдса перехода Reп) [1]. Выбрав оптимальный режим работы нагревательных элементов 4, включают ламинаризационную систему 5, расположенную уже в зоне полученного ламинарного пограничного слоя 9 и получают как обычно дальнейшее смещение перехода ЛТП, например, в сечении х3 с внешней границей турбулентного слоя 11. Датчики 6 и их системы измерений способствуют выбору (получению) оптимальных режимов работы систем 4, 5.

Размещение нагревательных элементов 4 системы реламинаризации в зоне устойчивой области слоя Re=U0δ*/v≤520, где Re - число Рейнольдса, U0 - скорость внешнего потока, δ*- толщина вытеснения ламинарного слоя в конце зоны его устойчивости, в которой возмущения затухают при сносе вниз по течению, где v - кинематический коэффициент вязкости, xкр - конец критической зоны устойчивости течения ([5] А.В.Бойко и др. Возникновение турбулентности в пристеночных течениях, РАН, стр.65). Например, при технической

атмосфере и комнатной температуре v=µ/ρ≈0,15[см2/сек], где µ - динамический коэффициент вязкости, ρ - плотность, откуда xкр [см] ≈13,5·104/u0 (для U0=1,7·103 см/сек xкр=80 см). До значения x≤xкр разные возмущения, например, вносимые в слой нагревателями как обычно будут затухать, что для пластины следует из линейной теории устойчивости [5].

Далее ниже по течению нагретая над элементами реламинаризации среда, проходя над пазом 8, будет перемещаться потоком уже над холодной (ненагретой) частью тела, где возникнет повышенная, как при охлаждении поверхности устойчивость ламинарного слоя и произойдет подавление (гашение) имеющихся в нем возмущений, как это обычно происходит при охлаждении обтекаемой поверхности ([1] стр.97-104, IV).

Отличительным признакам предлагаемого устройства от прототипа является то, что устройство содержит паз, который расположен за нагревательным элементом и препятствует распространению тепла в хвостовую часть тела.

При обтекании тела, когда на передней кромке и ее окрестности происходит сильное возмущение потока (среды), приводящее к формированию и развитию практически сразу турбулентного слоя, считается, что течение на поверхности тела будет всегда турбулентным. Все известные методы ламинаризации сводятся к затягиванию перехода, т.е. к смещению области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный (ЛТП) вниз по течению (по хорде). Здесь и далее хорда тела определена как прямая линия, соединяющая переднюю точку носика с задней точкой кормы тела.

Возможность осуществления предлагаемого изобретения, подтверждается результатами экспериментов, проведенных в аэродинамической трубе на модели пластины с носовой частью в виде полуэллипса с соотношением осей 1:25. Верхняя поверхность модели-пластины была рабочей. С нижней стороны (поверхности пластины) в тело пластины было вмонтировано три автономных нагревательных элемента №1, №2, №3. Первый №1 (середина которого) располагалась на расстоянии х=37 мм от передней кромки (линии торможения), №2, №3 на расстояниях х=151 и 160 мм соответственно. Турбулизатором потока служила полоска наждачной бумаги размерами 200×20×0,5 мм, наклеенной в центральной части пластины на расстоянии 5 мм от ее передней кромки. При увеличении единичного числа Рейнольдса Re1=U0/v м-1, U0 - скорость набегающего (внешнего) потока, область перехода (ЛТП) быстро приближается к турбулизатору (при росте U0) и при Re1≈106 м-1 уже практически совпадает с концом турбулизатора по потоку. В случае "естественного" развития слоя (без турбулизатора) ламинарный пограничный слой сохранялся на длине х≈1,8 м и переход был вызван турбулентными клиньями, распространяющимися от боковых торцов модели. С турбулизатором при включении нагревателей с общей мощностью питания - Σw=1,31 кВт - (w1=500, w2=300 и w3=510 Вт) ламинарный режим течения в слое сохранялся на длине хп<200 мм. С увеличением мощности нагревателя и изменением ее распределения между нагревательными элементами величина ЛТП - хп продолжала возрастать. Определения местоположения области ЛТП проводились как обычно по зависимостям Е=F(x) и , где Е - постоянная составляющая сигнала термоанемометра, а е' - его пульсационная составляющая.

Дополнительным (наглядным) подтверждением эффективности работы нагревателя в качестве реламинаризатора турбулентного течения, размещенного у передней кромки турбулизирующей поверхности тела, служили соответствующие записи осциллограмм и спектрограмм пульсационной составляющей выходного сигнала термоанемометра: e'=F(t) и , где f - частота сигнала e', t - время - фиг.2, 3, 4. На фиг.2, 3 зависимости и e'=F(t), полученые в сечении x=100 мм и Re1=1,05·106 и Re=1,17·10 при Δtw=0, фиг.4, соответствуют x=200 мм и Re1=1,10·106 с включенными нагревательными элементами Δtw≠0. Записи получены при наличии на модели турбулизатора. Записи фиг.2 получены при числе Re1=1,05·106 в холодном режиме (Δtw=0) и соответствуют области завершения перехода (γ≈1). Записи фиг.3 соответствуют полностью турбулентному течению (γ=1), здесь γ - коэффициент перемежаемости (отношение доли наблюдения ламинарного течения к общему времени). Как обычно, при турбулентном течении в слое пульсации сигнала е'=F(t) имеют большую величину и хаотический характер, хотя в начале формирования турбулентного течения в спектрограммах еще могут выделяться частоты основного тона ламинарного слоя. Графики фиг.4 получены в сечении х=200 мм и Re1=1,1·106 на больших расстояниях от передней кромки и на больших скоростях с работой нагревательных элементов 4 - Δtw≠0 - (w≠0) и соответствуют чисто ламинарному течению в пограничном слое: - Пульсации сигнала е' здесь имели значения меньшей величины и четко выраженный квазипериодический характер. Основной тон пульсаций (первая гармоника) f1≈300 Гц, частота второй гармоники f2≈2f1=600 Гц. На спектрограммах выделялись (проявлялись) пакеты волн в окрестности этих частот.

Таким образом сравнение записей спектрограмм и осциллограм фиг.2 и 3 с графиками на фиг.4 подтверждает эффективность реламинаризации предложенного устройства и его уникальность в этом смысле.

Подтверждением возможности осуществления изобретения служат результаты опытов с моделью пластины. Турбулентность потока создавалась за счет термоиндикаторной краски, нанесенной на носике модели в виде продольных полосок от ее передней кромки и далее по хорде, краска в ходе опытов плавилась, образуя дискретные элементы шероховатости в виде частей сферы с диаметром на поверхности около 1 мм и высотой до 0,1 мм до и над нагревателями.

Устройство ламинаризации обтекания тела, содержащее нагревательный элемент в носовой части тела, датчики измерения температуры и режимов течения вдоль носовой части тела, отличающееся тем, что тело выполнено с пазом, который расположен за нагревательным элементом и препятствует распространению тепла в хвостовую часть тела.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам с системой каналов для текучей среды для отсоса ламинарного слоя и/или вдувания текучей среды в уязвимых зонах внешней обшивки.

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

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для решения задач управления пограничным слоем летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции.

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам. .

Изобретение относится к авиационной промышленности. .

Изобретение относится к области транспортной техники, а именно к способам создания тяги и аппаратам с крылом аэродинамического сечения, и может найти применение в качестве аппаратов для перемещения в текучей среде: воздушной и водной.

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики и может найти применение для улучшения обтекания поверхности летательных аппаратов, автомобилей, кораблей, лопастей ротора ветроэнергетической установки, а также для управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности, например летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиации
Наверх