Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности заключается в том, что с помощью диэлектрического барьерного разряда ионизируют поток воздуха и воздействуют на него электрическим полем. Диэлектрический барьерный разряд возбуждают в зоне начала ламинарно-турбулентного перехода, где максимальные относительные среднеквадратичные пульсации скорости составляют 0.5-2.5%. Индуцируемое разрядом течение направляют по потоку градиентным электрическим полем. Диэлектрический барьерный разряд возбуждают в нескольких чередующихся вниз по потоку зонах пограничного слоя, первая из которых совпадает с областью начала естественного ламинарно-турбулентного перехода, а остальные размещают на расстоянии друг от друга, обеспечивающем последовательное смещение перехода вниз по потоку. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления за счет затягивания ламинарно-турбулентного перехода на обтекаемой поверхности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата.

Известны способ и устройство для ламинаризации пограничного слоя на прямом и скользящем крыле с помощью ребристой поверхности, устанавливаемой в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, либо в области разрушения детерминированных стационарных вихрей (патент RU №2086473 B64C 21/02, 1997).

Недостатками данного способа является то, что область перехода при изменении скорости смещается относительно местоположения ребристой поверхности. В результате эффект ламинаризации течения в пограничном слое может значительно снижаться.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемым способу является способ управления пограничным слоем газового потока (А.св. SU №1475052, МПК B64C 21/00, 1987), основанный на создании объемного электрического заряда и электрогазодинамическом воздействии электрического поля на поток, обтекающий аэродинамическую поверхность летательного аппарата.

Недостатками данного способа являются повышенный уровень расхода энергии при генерации объемных зарядов с помощью коронного разряда и, как следствие, не эффективные затраты мощности на управление пограничным слоем.

Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения являются повышение эффективности вклада электроэнергии на управление пограничным слоем и снижение сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности летательного аппарата.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в предлагаемом способе ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности, например крыле, заключающемся в том, что измеряют в пограничном слое пульсации скорости, с помощью диэлектрического барьерного разряда ионизируют поток воздуха и воздействуют на него электрическим полем, при этом диэлектрический барьерный разряд возбуждают в зоне начала ламинарно-турбулентного перехода, где максимальные относительные среднеквадратичные пульсации скорости составляют 0.5-2.5%, а индуцируемое разрядом течение направляют по потоку градиентным электрическим полем.

Кроме того диэлектрический барьерный разряд возбуждают, по меньшей мере, в нескольких чередующихся вниз по потоку зонах пограничного слоя, первая из которых совпадает с областью начала естественного ламинарно-турбулентного перехода, а остальные размещают на расстоянии друг от друга, обеспечивающем последовательное смещение перехода вниз по потоку.

На Фиг.1 схематично показано устройство, поясняющее техническую сущность заявляемого изобретения.

На Фиг.2 - разрез по АА устройства.

На Фиг.3 - зависимость относительных среднеквадратичных пульсаций вниз по потоку.

Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности, например крыле, реализуется с помощью устройства (Фиг.1), содержащего на крыле 1 диэлектрический участок поверхности 2, с системой ячеек 3 (Фиг.2), каждая из которых состоит из пары электродов: открытого линейного пластинчатого электрода 4, расположенного на поверхности 2 заподлицо, и закрытого электрода 5, расположенного под поверхностью 2, соединенных с источником 6 переменного тока высокого напряжения, причем электроды 4, 5 в каждой ячейке 3 ориентированы параллельно передней кромке 7 крыла, закрытый электрод 5 смещен относительно открытого электрода 4, в направлении к хвостовой части 8 крыла, датчик термоанемометра 9 для измерения пульсаций скорости в пограничном слое.

Описываемое устройство работает следующим образом: На поверхности крыла 1 в зоне ламинарно-турбулентного перехода, где среднеквадратичные относительные пульсации скорости u'/u0, составляют 0.5-2.5%, возбуждают диэлектрический барьерный разряд путем подключения источника 6 переменного тока высокого напряжения к электродам 4 и 5, расположенным на диэлектрической поверхности 2. При определенной величине амплитуды высокого напряжения (~3 кВ) электрод 4 начинает коронировать. Вблизи кромки электрода 4 происходит ионизация молекул приповерхностного потока воздуха и ускорение их в направлении потока заряженных частиц (ионов) электрическим полем между открытым 4 и закрытым 5 электродами. В процессе столкновений ускоренные ионы передают свой импульс нейтральным молекулам потока. В результате происходит дополнительный разгон течения в пограничном слое и профиль скорости становится более наполненным. Следствием этого является повышение устойчивости течения в пограничном слое, что приводит к смещению ламинарно-турбулентного перехода вниз по потоку, т.е. к увеличению области ламинарного участка течения на крыле.

Эффект ламинаризации пограничного слоя может быть усилен путем последовательного дополнительного подключения к источнику 6 системы электродов, расположенных периодически вниз по потоку от парных электродов 4 и 5 на расстоянии друг от друга, обеспечивающим поочередное смещение перехода. Расстояние между ячейками электродов можно определить с помощью измерений пульсаций скорости термоанемометром 9, каждый раз последовательно подключая к источнику 6, парные электроды расположеные в зоне, где пульсации скорости составляют 0.5-2.5%. Длина диэлектрического участка поверхности 2 и количество парных электродов на ней зависит от протяженности турбулентной зоны в пограничном слое, подлежащей ламинаризации.

Испытания, подтверждающие работоспособность предлагаемого способа ламинаризации пограничного слоя, были проведены в малотурбулентной аэродинамической трубе прямоточного типа при скорости потока 10 м/с. Ее рабочая часть имеет длину 2600 мм и прямоугольное поперечное сечение размером 500×350 мм. Степень турбулентности в ней при скорости потока 5-50 м/с не превышала 0.06%. Измерения характеристик течения в пограничном слое проводились на нижней металлической стенке рабочей части трубы, в которой был вырезан люк размером 285×285 мм для размещения пластины из диэлектрика с разрядными электродами. Разряд возбуждался на паре плоских электродов, один из которых (открытый электрод) был расположен на верхней, а другой (закрытый электрод) на нижней поверхностях пластины толщиной 1.5 мм. Электроды были выполнены путем электролитического травления двухсторонне фольгированного стеклотекстолита (толщина медного покрытия 50 микрон). Закрытый электрод был смещен относительного открытого так, что задняя кромка открытого электрода, совпала с передней кромкой закрытого электрода. Пластина с электродами размещалась в люке заподлицо с поверхностью нижней стенки рабочей части трубы. При этом электроды были ориентированы поперек направления потока, а расстояние от начала рабочей части трубы до задней кромки верхнего электрода составляло 1130 мм.

Для возбуждения разряда использовался источник переменного тока высокого напряжения. Частота следования импульсов высокого напряжения, как положительной, так и отрицательной полярности, составляла в проведенных экспериментах 6.25 кГц, а амплитуда высокого напряжения 4.4 кВ.

Средние значения продольной составляющей скорости потока u и ее среднеквадратичные относительные пульсации u'/u0 измерялись термоанемометром постоянной температуры типа DISA 55M01. При этом использовался датчик с горизонтальной нитью длиной 1 мм и диаметром 5 мкм. Реализации скорости записывались в память персонального компьютера с помощью платы АЦП, а затем производилась их цифровая обработка.

Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный определялся по положению максимума относительных среднеквадратичных пульсаций скорости при перемещении датчика термоанемометра вниз по потоку.

На фиг.3 проиллюстрировано влияние разряда на ламинарно-турбулентный переход. Разряд возбуждался на электродах 4, 5, расположенных в области начала перехода (x=0), где относительные пульсации скорости составляли около 0.5%. Как видно из фигуры 3, включение разряда приводило к смещению перехода вниз по потоку на 210 мм (1 - положение перехода без разряда, 2 - положение перехода с разрядом, 3 - переход, 4 - верхний электрод). Учитывая, что в отсутствии разряда протяженность ламинарной зоны течения от начала рабочей части составляла 1630 мм, получаем, что включение разряда приводило к увеличению области ламинарного течения на 13%.

Приведенные экспериментальные данные подтверждают эффективность предлагаемых изобретений. Затягивание ламинарно-турбулентного перехода с помощью диэлектрического барьерного разряда, может приводить к уменьшению сопротивления трения на 20%.

1. Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности, заключающийся в том, что измеряют в пограничном слое пульсации скорости, с помощью диэлектрического барьерного разряда ионизируют поток воздуха и воздействуют на него электрическим полем, отличающийся тем, что диэлектрический барьерный разряд возбуждают в зоне начала ламинарно-турбулентного перехода, где максимальные относительные среднеквадратичные пульсации скорости составляют 0,5-2,5%, а индуцируемое разрядом течение направляют по потоку градиентным электрическим полем.

2. Способ ламинаризации пограничного слоя на аэродинамической поверхности по п.1, отличающийся тем, что диэлектрический барьерный разряд возбуждают, по меньшей мере, в нескольких чередующихся вниз по потоку зонах пограничного слоя, первая из которых совпадает с областью начала естественного ламинарно-турбулентного перехода, а остальные размещают на расстоянии друг от друга, обеспечивающем последовательное смещение перехода вниз по потоку.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. .

Изобретение относится к области теплофизики, в частности к возможности перераспределения конвективной и радиационной составляющей потоков тепловой энергии или использования эффекта перераспределения составляющих теплового потока для изменения количества энергии, передаваемой, по меньшей мере, одной средой, по меньшей мере, одной другой среде как в сторону уменьшения, так и в сторону увеличения количества передаваемой энергии.

Изобретение относится к гидродинамике. .

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

Изобретение относится к области аэромеханики и может быть использовано в воздушном транспорте для уменьшения сопротивления трения движущегося объекта при его обтекании потоком воздуха, а также в устройствах для управления структурой пристенной турбулентности.
Изобретение относится к способу воздействия на реологические свойства жидкой среды, которая находится во взаимодействии, по меньшей мере, с одной соответствующей детали установки или машины граничной поверхностью.

Изобретение относится к судо-, авиа- и ракетостроению, к области изготовления корпусов артиллерийских снарядов, а также к области изготовления узлов машин и механизмов и строительства стационарных сооружений, подвергаемых воздействию скоростных потоков среды, и служит для увеличения скорости и повышения экономичности судов (подводных, надводных), самолетов, ракет и дирижаблей, увеличения дальнобойности артиллерийских систем, а также для увеличения скорости потоков (при одновременном уменьшении энергозатрат).

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

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 средствам воздействия на поток текучей среды. .

Группа изобретений относится к области авиации. Обтекаемое тело (1) с внешней стороной (3) с относительно направления потока верхней стороной (3a) и нижней стороной (3b), с боковыми концевыми участками (5a, 5b), которые при рассмотрении поперек принятого направления (S) потока образуют боковые концы. Внутри обтекаемого тела (1) расположен канал (10) с аэродинамическим приводом с приводным двигателем и приводимым им в действие и расположенным в канале (10) компрессорным средством с впуском (11) на нижней стороне (3b) и/или на одном из боковых концевых участков (5a, 5b) и с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) для оказания влияния на поток на обтекаемом теле (1). В канале (10) с возможностью вращения посредством приводного двигателя установлена гильза (30), которая имеет выемку (33), которая при определенном вращательном положении гильзы (30) может быть приведена в состояние частичного перекрытия с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) так, что сжатый компрессором воздух течет через выемку (33) гильзы (30) и выпуск (12). Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 22 з.п. ф-лы. 3 ил.

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата

Наверх