Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом

Авторы патента:


Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом
Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом
Обтекаемое тело и система обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом

 


Владельцы патента RU 2494923:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

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 обтекаемому телу и системе обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом.

В US 3005496 описана установленная с возможностью регулирования для управления углом установки лопасть несущего винта вертолета, содержащая канал сжатого воздуха, в котором с возможностью вращения расположен клапанный запорный орган. На кромке лопасти предусмотрено несколько каналов, которые могут быть открыты и закрыты посредством клапанного запорного органа, который открывается в виде отверстий из полого лонжерона лопасти и который ведет к прорези вблизи задней кромки лопасти. При такой компоновке любые изменения в угле установки несущего винта во время его вращения будут создавать относительное осевое перемещение между лопастью и рычагом лопасти и, тем самым, вращение (поворот) выпускных отверстий относительно клапанного запорного органа.

Аэродинамическая поверхность с внутренним каналом, который открывается в виде отверстий описана также в US 3692259 и US 6390116 В1.

В US 5,772,156 А описан отсос воздуха через впуск на верхней стороне крыла и выдув через соединенный каналом с впуском выпуск на нижней стороне крыла. Для приведения потока в движение применяется компрессор.

Из US 5,366,177 А известен отсос воздуха из перфорированной области поверхности внешней обшивки на верхней стороне закрылка для оказания влияния на граничный слой. Кроме того, согласно этому документу предусмотрено устройство для создания всасывания с насосом, турбокомпрессором или приводимой в действие электрически или гидравлически вакуумной системой.

В исследовании НАСА «Study of Application of Separation Control by Unsteady Excitation to Civil Transport Aircraft» («Исследование применения контроля срыва прерывистым возбуждением к самолетам гражданской транспортной авиации») J.D. McLean et al. от июня 1999 г. и в исследовании «Designing Actuators for Active Separation Control Experiments on High-Lift Configurations» («Конструирование исполнительных механизмов для экспериментов по активному контролю срыва на конфигурациях, обеспечивающих большую подъемную силу») Ralf Petz и Wolfgang Nitsche, Berlin University of Technology описываются возможности импульсного выдува воздуха на внешней стороне крыла.

Задача изобретения состоит в том, чтобы создать обтекаемое тело и систему обеспечения большой подъемной силы с таким обтекаемым телом, с помощью которой эффективным образом может происходить воздействие на поток, и которое или же которая может быть выполнено (выполнена) эксплуатационно надежно и гибко с учетом изменяющихся условий обтекания.

Эта задача решена посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие варианты осуществления указаны в зависимых пунктах, в которых делается обратная ссылка на независимые пункты.

При решении согласно изобретению происходит импульсный выдув воздуха на верхней стороне обтекаемого тела, которое, в общем, может быть крылом самолета, рулем или закрылком, элементом обеспечения большой подъемной силы или закрылком для обеспечения большой подъемной силы или другим обтекаемым телом.

Согласно изобретению предусмотрено обтекаемое тело с внешней обшивкой с верхней и нижней относительно направления потока стороной и боковыми концевыми участками, которые образуют боковые при рассмотрении поперек принятого направления потока концы обтекаемого тела. Внутри обтекаемого тела расположен канал с аэродинамическим приводом от приводного двигателя и приводимым им в действие и расположенным в канале компрессорным средством. Для оказания влияния на поток на обтекаемом теле обтекаемое тело имеет на своей нижней стороне и/или по меньшей мере на одном из его боковых концевых участков по меньшей мере один впуск, а на верхней стороне по меньшей мере один выпуск. Согласно изобретению в канале расположена гильза, которая является вращаемой посредством приводного двигателя. Гильза имеет по меньшей мере одну выемку, которая при определенном вращательном положении гильзы может быть приведена в состояние по меньшей мере частичного перекрытия с выпускным отверстием на верхней стороне обтекаемого тела, так что сжатый компрессором воздух течет через выемку гильзы и выпуск.

Импульсный выдув воздуха происходит за счет того, что выемка гильзы приводится в состояние перекрытия с выпуском обтекаемого тела лишь временно.

За счет применения аэродинамического привода, с помощью которого воздух в гильзе приводится в движение, могут быть достигнуты относительно высокие показатели массового расхода воздуха, которые необходимы для выдува на верхней стороне обтекаемого тела, чтобы достигнуть эффективного влияния на поток. Так как сжатый воздух посредством аэродинамического привода производится поблизости от места выдува, необходимый уровень давления значительно уменьшается. Кроме того, с помощью этой меры является возможным отказаться от дорогостоящих систем трубопроводов для подвода сжатого воздуха, например, воздуха, отводимого от двигателя и предусматривать лишь электрические линии для снабжения энергией аэродинамического привода и/или приводного устройства для гильзы, за счет чего может быть сведено к минимуму требующееся монтажное пространство.

Если впуски расположены на одном боковом концевом участке или обоих боковых концевых участках, возникающие на концевых кромках вихри, которые могут представлять собой источники шума, могут быть уменьшены посредством отсоса воздуха.

Кроме того, согласно изобретению предусмотрена система обеспечения большой подъемной силы с обтекаемым телом по одному из конструктивных вариантов согласно изобретению. Система обеспечения большой подъемной силы имеет управляющее устройство, с которым функционально связано приводное устройство гильзы, и которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для установки вращательного положения гильзы в канале и/или для установки частоты вращения гильзы.

В качестве направления потока в этой связи рассматривается принятое для обтекаемого тела направление потока, то есть направление, из которого обтекается расположенное на самолете обтекаемое тело. При этом, прежде всего, предполагается нейтральное положение или среднее положение самолета и/или аэродинамического щитка.

Далее примеры осуществления изобретения описываются на прилагаемых фигурах. Показано на:

Фиг.1: поперечный разрез при рассмотрении в направлении глубины крыла через входную область одного конструктивного варианта воздуховодного канала согласно изобретению с компрессором,

Фиг.2: поперечный разрез через конструктивный вариант воздуховодного канала согласно фиг.1 при рассмотрении в направлении размаха (длины) крыла,

Фиг.3: закрылок для обеспечения большой подъемной силы в качестве примера выполнения обтекаемого тела согласно изобретению с впуском воздуховодного канала на боковом участке обтекаемого тела.

На фиг.1 показана часть канала или воздуховодного канала 10, который расположен внутри обтекаемого тела 1. Прежде всего, на фиг.1 показана входная область 11a канала 10. Входная область оканчивается на внешней стороне 3 обтекаемого тела 1, так что входная область 11a образует впуск 11 на внешней стороне 3 обтекаемого тела 1.

В целом, обтекаемое тело 1 имеет внешнюю сторону 3 с относительно принятого направления S потока верхней стороной 3а и нижней стороной 3b. Верхняя сторона 3а может быть верхней стороной, прежде всего с аэродинамической точки зрения. Кроме того, обтекаемое тело 1 имеет боковые концевые участки 5a, 5b, которые образуют при рассмотрении поперек принятого направления S потока боковые концы обтекаемого тела 1.

В показанном на фиг.3 конструктивном примере впуск 11 канала 10 находится на боковых концевых участках 5a, 5b, которые образуют при рассмотрении поперек принятого направления S потока боковые концы обтекаемого тела 1. Канал 10 может также иметь два впуска 10, при этом один впуск 10 образован на первом концевом участке 5a, а второй впуск 11 на втором концевом участке 5b. В качестве альтернативы или дополнительно впуск 11 канала 10 может быть также расположен и на нижней стороне 3b обтекаемого тела 1. Таким образом, канал 10 может иметь один или несколько впусков 11, которые расположены на нижней стороне 3b и/или по меньшей мере на одном из боковых концевых участков 5a, 5b обтекаемого тела 1.

В канале 10 с возможностью вращения установлена гильза 30, которая соединена с приводным двигателем, так что гильза 30 с помощью приводного двигателя может вращаться. Гильза 30 имеет выемку 33, положение которой коррелирует с положением выпуска 12 на верхней стороне 3а обтекаемого тела 1 таким образом, что при определенном вращательном положении гильзы 30 ее выемка может быть приведена в состояние частичного или полного перекрытия с выпуском 12 на верхней стороне 3а обтекаемого тела. При соответствующем вращательном положении гильзы 30, при котором выемка 33 и выпуск 12 частично расположены друг над другом, приводимый в движение аэродинамическим приводом в канале 10 воздух выходит через выпуск 12.

В одном варианте осуществления изобретения канал 10 простирается, по меньшей мере участками, в направлении длины обтекаемого тела 1 или под углом к нему.

Выемка 33 вращаемой гильзы 30 может быть различно выполнена и, прежде всего, иметь форму прорези, которая простирается в осевом направлении гильзы 30. Кроме того, и выпуск 12 также может быть выполнен различным образом и, прежде всего, иметь форму прорези, которая простирается в направлении длины обтекаемого тела 1. При этом, прежде всего, продольное направление выполненной в виде прорези выемки 33 и продольное направление выполненного в виде прорези выпуска могут проходить параллельно друг другу или под острым углом друг к другу.

Выпуск 12, как и выемка 33, может быть образован из нескольких отверстий, которые расположены друг за другом вдоль направления длины обтекаемого тела 1. Выпуск канала 10 может быть образован несколькими прорезями верхней стороны 3a обтекаемого тела 1, продольные направления которых проходят поперек направления S потока, и которые, при рассмотрении в их продольном направлении, расположены одна за другой. В качестве альтернативы или дополнительно выпуск канала 10 может быть образован несколькими прорезями верхней стороны 3a обтекаемого тела 1 самолета, продольные направления которых проходят поперек направления S потока, и которые при рассмотрении в направлении S потока расположены друг за другом.

Простирающаяся в направлении контура гильзы 30 ширина 35 гильзы 30 может быть больше или меньше, чем составляет простирающаяся в направлении S потока ширина выпуска на верхней стороне 3а обтекаемого тела 1 самолета. Прежде всего, может быть предусмотрено, что простирающаяся в направлении контура гильзы 30 ее ширина 35 составляет по меньшей мере 75% простирающейся в направлении S потока ширины выпуска на верхней стороне 3а обтекаемого тела 1 самолета.

Длина выпускного отверстия на верхней стороне 3а обтекаемого тела 1 может составлять более чем 40% длины обтекаемого тела 1.

Гильза может иметь несколько выемок 33, которые расположены в направлении контура гильзы 30 с распределением по контуру гильзы 30.

На выпуске 12 может быть расположено устройство регулировки расхода, которое может изменять размер выпуска для того, чтобы оказывать влияние на возникающий на выпуске 12 при расположении выемки 33 и выпуска 12 друг над другом расход воздуха. В качестве альтернативы или дополнительно, на выемке 33 может быть расположено устройство регулировки расхода, которое может изменять размер выемки 33 для того, чтобы оказывать влияние на возникающий на выемке 33 расход воздуха.

В еще одном варианте осуществления изобретения уже предусмотренное одно или оба из указанных устройств регулировки расхода может иметь расположенную на выпуске 12 или же выемке 33 и смещенную в закрытое положение впуска открывающую деталь, которая отрегулирована таким образом, что при заданном возникающем на выпуске 12 или же выемке 33 первом давлении открывающая деталь перемещается в открытое положение, а при заданном возникающем на выпуске 12 или же выемке 33 втором давлении переходит в закрытое положение. Устройство регулировки расхода может управляться активно.

Аэродинамический привод или компрессор могут иметь осевой компрессор 20, а компрессорное средство может иметь лопасти 21, оси вращения которых проходят в продольном направлении R1 канала 10. Приводной двигатель может быть встроен в резервуар 25, который крепится в канале 10 посредством опорных деталей. Приводной двигатель может быть двигателем с наружным ротором. В качестве альтернативы компрессор может быть радиальным компрессором 20, а компрессорное средство может быть компрессорным колесом. Ось вращения радиального компрессора может проходить в продольном направлении R1 канала 10. В качестве альтернативы, ось вращения радиального компрессора может проходить под углом к продольному направлению R1 канала 10.

Гильза может быть вращательно соединена с компрессорным средством. В этом случае приводной двигатель компрессорного средства является приводным двигателем гильзы.

В качестве альтернативы, гильза вращательно соединена с компрессорным средством таким образом, что скорость вращения гильзы 30 зависит от скорости вращения компрессорного средства. При этом гильза может быть вращательно соединена с компрессорным средством таким образом, что гильза 30 вращается с такой же скоростью вращения, что и компрессорное средство.

В качестве альтернативы, гильза может быть вращательно соединена с компрессорным средством через редуктор, так что скорость вращения гильзы составляет долю скорости вращения компрессорного средства. При этом передаточное отношение редуктора может быть установлено фиксированным или является регулируемым.

В еще одном примере осуществления изобретения на выемке 33 гильзы 30 может быть установлено устройство регулировки расхода, которое может изменять размер выемки 33 гильзы 30 для того, чтобы оказывать влияние на возникающий на выемке 33 расход воздуха.

В еще одном примере осуществления изобретения предусмотрена система обеспечения большой подъемной силы самолета с обтекаемым телом 1 согласно одному из описанных конструктивных примеров. Система обеспечения большой подъемной силы имеет управляющее устройство, с которым функционально связано приводное устройство гильзы и/или компрессорного средства, и которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для установки вращательного положения гильзы в канале и/или для установки частоты вращения гильзы или же для установки вращательного положения гильзы в канале и/или для установки частоты вращения компрессорного средства. При этом управляющее устройство, прежде всего, может иметь входное устройство для приема данных датчиков и/или системных данных, и управляющая функция может быть выполнена таким образом, что она определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы 30 в канале 10 и/или частоты вращения гильзы 30 и/или для установки частоты вращения компрессорного средства в зависимости от регулируемого состояния обтекаемого тела 1 самолета.

В еще одном примере осуществления управляющее устройство может иметь входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные датчиков и/или системные данные. При этом управляющая функция может быть сконфигурирована таким образом, что она определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы 30 в канале 10 и/или частоты вращения гильзы 30 в зависимости от данных датчиков и/или системных данных.

Управляющее устройство может быть интегрировано в обтекаемое тело 1.

Входное устройство управляющего устройства может быть выполнено таким образом и, прежде всего, иметь функцию, с помощью которой могут приниматься данные от системы управления полетом самолета. Эти данные могут быть аэродинамическими данными, такими как статическое и/или динамическое давление, и/или системными данными. При этом в качестве системных данных могут применяться эксплуатационные функции, которые характеризуют, прежде всего, фазу полета, как например, взлет или посадку. Управляющая функция может быть сконфигурирована таким образом, что она определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы 30 в канале 10 и/или частоты вращения гильзы 30 в зависимости от данных системы управления полетом.

В качестве альтернативы или дополнительно, входное устройство управляющего устройства может быть выполнено таким образом и, прежде всего, иметь функцию, с помощью которой могут приниматься данные, например, от системы управления полетом, такие как аэродинамические данные, то есть, например, статическое и/или динамическое давление, и/или системные данные, прежде всего, для обозначения эксплуатационных функций, таких как фазы полета, и управляющее устройство может быть сконфигурировано таким образом, что оно определяет управляющие команды для установки частоты вращения компрессорного средства или мощности компрессорного средства в зависимости от указанных данных, например, системы управления полетом. Благодаря этому может производиться соответствующее управление частотой вращения или же мощностью компрессора, чтобы достигнуть зависящего от состояния массового расхода воздуха.

При этом принятые от системы управления полетом самолета данные могут содержать вращательное положение гильзы 30 в канале 10 и/или частоту вращения гильзы 30, и управляющая функция может быть выполнена таким образом, что она определяет управляющие команды для вращательного положения гильзы 30 в канале 10 и/или частоты вращения гильзы 30 в зависимости от регулируемого положения обтекаемого тела 1 самолета. При передаче вращательного положения на управляющую функцию, а тем самым и на приводное устройство гильзы 30 она устанавливается в заданное положение. Это заданное положение может быть положением, при котором выемка 33 или одна из выемок гильзы приведена в состояние полного или частичного перекрытия с выпуском 12 или несколькими выпусками 12 канала 10. Таким образом, в этом состоянии происходит импульсное истечение сжатого воздуха.

В еще одном примере осуществления управляющая функция может быть сконфигурирована таким образом, что она определяет управляющие команды для вращательного положения гильзы 30 в канале 10 и/или частоты вращения гильзы 30 в зависимости от аэродинамических данных, которые переданы от системы управления полетом.

В этих примерах осуществления в качестве аэродинамических данных могут применяться угол атаки крыла самолета и/или скорость и/или положение самолета в полете.

В еще одном примере осуществления может быть предусмотрено, что управляющее устройство для командного управления вращательным положением гильзы 30 в канале 10 и/или частотой вращения гильзы 30 имеет сравнительную функцию, которая сравнивает переданные аэродинамические данные и/или регулируемое положение обтекаемого тела 1 самолета с первой заданной величиной и второй заданной величиной, при этом управляющая функция при достижении диапазона первой заданной величины генерирует управляющие команды для активирования привода гильзы 30, а при достижении диапазона второй заданной величины генерирует управляющие команды для остановки привода гильзы 30 и передает их на устройство регулировки расхода.

Управляющее устройство с вышеуказанными функциями может быть выполнено таким образом и быть соединено, как с приводным устройством для привода компрессорного средства, так и с приводным устройством для привода гильзы, что, как компрессорное средство, так и гильза управляются и приводятся во вращение. При этом управляющие команды для гильзы и компрессорного средства могут определяться отдельно соответственно по одной из указанных выше управляющих функций, и могут определяться предусмотренные для них входные параметры.

Управляющие команды для компрессорного средства и гильзы могут также быть функционально связаны, так что

- частота вращения гильзы по меньшей мере в один отрезок времени равна частоте вращения компрессорного средства,

- частота вращения гильзы по меньшей мере в один отрезок времени составляет долю или многократную величину частоты вращения компрессорного средства или

- частота вращения гильзы по меньшей мере в один отрезок времени посредством заданной функциональной связи связана с частотой вращения компрессорного средства.

Управляющее устройство может быть интегрировано в расположенный в фюзеляже компьютер, а управляющие команды могут передаваться по командной линии на устройство регулировки расхода.

В указанных выше примерах осуществления обтекаемое тело 1 может иметь по меньшей мере один датчик и факультативно дополнительно функцию датчика, такой как например, датчик давления, который расположен на обтекаемом теле 1 для измерения статического давления воздушного потока и функционально связан с входным устройством для передачи измеренного давления на управляющую функцию. При этом управляющая функция сконфигурирована таким образом, что она определяет управляющие команды в зависимости от измеренного давления. Датчик давления может быть расположен на впуске 11 и/или на выпуске 12 канала 10. Датчик может быть также расположен на внешней стороне 3а для того, чтобы распознавать качество потока и, прежде всего, отделение потока от обтекаемого тела. Датчик и факультативно дополнительно функция датчика могут быть сконфигурированы таким образом, что может определяться давление, напряжение сдвига на стенке и/или скорость потока.

В этом варианте осуществления может быть дополнительно предусмотрено, что управляющее устройство имеет сравнительную функцию, с помощью которой сравнивается давление по меньшей мере на одном впуске и по меньшей мере на одном выпуске, и что управляющие команды определяются в зависимости от определенной разности давлений.

В описанных вариантах управляющее устройство может быть интегрировано в центральный компьютер системы обеспечения большой подъемной силы, которая управляет регулировкой закрылков для обеспечения большой подъемной силы.

В еще одном примере осуществления управляющее устройство может иметь таблицу со схемой соответствия заданных операционных данных заданным установочным положениям устройства регулировки расхода и сравнительную функцию, с помощью которой измеренные операционные данные сравниваются с хранимыми в сравнительной таблице операционными данными, и при совпадении по диапазону соответствующие предписанные заданные установочные положения передаются на устройство регулировки впуска.

1. Обтекаемое тело (1), прежде всего аэродинамическая плоскость, предкрылок или закрылок самолета, 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 обтекаемого тела (1),
при этом 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, по меньшей мере с одним впуском (11) на нижней стороне (3b) и/или по меньшей мере на одном из боковых концевых участков (5a, 5b) обтекаемого тела (1) и по меньшей мере с одним выпуском (12) на верхней стороне (3a) обтекаемого тела (1) для оказания влияния на поток на обтекаемом теле (1),
отличающееся тем, что
в канале (10) с возможностью вращения посредством приводного двигателя установлена гильза (30), которая имеет по меньшей мере одну выемку (33), которая при определенном вращательном положении гильзы (30) может быть приведена в состояние по меньшей мере частичного перекрытия по меньшей мере с одним выпуском (12) на верхней стороне (3а) обтекаемого тела (1), так что сжатый компрессором воздух течет через выемку (33) гильзы (30) и выпуск (12).

2. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что выемка (33) вращаемой гильзы (30) имеет форму прорези, которая простирается в осевом направлении гильзы (30), или что гильза имеет несколько выемок (33), которые расположены в направлении контура гильзы (30) с распределением по контуру гильзы (30).

3. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что выпуск (12) имеет форму прорези, которая простирается в направлении длины обтекаемого тела (1).

4. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что выпуск (12) образован из нескольких отверстий, которые расположены друг за другом в направлении длины обтекаемого тела (1).

5. Обтекаемое тело (1) самолета по п.4, отличающееся тем, что выпуск канала (10) образован несколькими прорезями верхней стороны (3a) обтекаемого тела (1), продольные направления которых проходят поперек направления потока, и которые при рассмотрении в их продольном направлении расположены друг за другом.

6. Обтекаемое тело (1) самолета по п.4, отличающееся тем, что выпуск канала (10) образован несколькими прорезями верхней стороны (3a) обтекаемого тела (1) самолета, продольные направления которых проходят поперек направления (S) потока, и которые при рассмотрении в направлении (S) потока расположены друг за другом.

7. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что простирающаяся в направлении контура гильзы (30) ее ширина (35) гильзы составляет по меньшей мере 75% простирающейся в направлении (S) потока ширины выпуска на верхней стороне (3а) обтекаемого тела (1) самолета.

8. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что на выпуске (12) расположено устройство регулировки расхода, которое может изменять размер выпуска для того, чтобы оказывать влияние на возникающий на выпуске (12) расход воздуха.

9. Обтекаемое тело (1) самолета по п.8, отличающееся тем, что устройство регулировки расхода имеет расположенную на выпускном отверстии (12) и смещенную в закрытое положение впуска открывающую деталь, которая настроена таким образом, что при предварительно заданном возникающем на выпуске (12) первом давлении открывающая деталь перемещается в открытое положение, а при предварительно заданном возникающем на выпуске (12) втором давлении переходит в закрытое положение.

10. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что на выемке (33) расположено устройство регулировки расхода, которое может изменять размер выемки для того, чтобы оказывать влияние на возникающий на выемке (33) расход воздуха.

11. Обтекаемое тело (1) самолета по п.10, отличающееся тем, что устройство регулировки расхода имеет расположенную на выемке (33) и смещенную в закрытое положение впуска открывающую деталь, которая настроена таким образом, что при предварительно заданном возникающем на выемке (33) первом давлении открывающая деталь перемещается в открытое положение, а при предварительно заданном возникающем на выемке (33) втором давлении переходит в закрытое положение.

12. Обтекаемое тело (1) самолета по п.8, отличающееся тем, что устройство регулировки расхода управляется активно.

13. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что аэродинамический привод имеет осевой компрессор (20), а компрессорное средство имеет лопасти (21), оси вращения которых проходят в продольном направлении (R1) канала (10).

14. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что компрессор имеет радиальный компрессор (20), а компрессорное средство имеет компрессорное колесо.

15. Обтекаемое тело (1) самолета по п.1, отличающееся тем, что гильза вращательно соединена с компрессорным средством, так что приводной двигатель компрессорного средства является приводным двигателем гильзы.

16. Система обеспечения большой подъемной силы самолета с обтекаемым телом (1) по п.1, отличающаяся тем, что система обеспечения большой подъемной силы имеет управляющее устройство, с которым функционально связано приводное устройство гильзы и/или приводное устройство компрессорного средства, и которое имеет управляющую функцию для формирования управляющих сигналов или управляющих команд для установки вращательного положения гильзы в канале (10), и/или для установки частоты вращения гильзы, и/или для установки вращательного положения компрессорного средства, и/или для установки частоты вращения компрессорного средства.

17. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что управляющее устройство имеет входное устройство для приема данных датчиков и/или системных данных, и что управляющая функция определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы (30) в канале (10) и/или частоты вращения гильзы (30) в зависимости от регулируемого состояния обтекаемого тела (1) самолета.

18. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что управляющее устройство имеет входное устройство, с помощью которого управляющее устройство может принимать данные датчиков и/или системные данные, и что управляющая функция определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы (30) в канале и/или частоты вращения гильзы (30) в зависимости от данных датчиков и/или системных данных.

19. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что входное устройство управляющего устройства выполнено для приема данных от системы управления полетом самолета, и что управляющая функция определяет управляющие команды для установки вращательного положения гильзы (30) в канале (10) и/или частоты вращения гильзы (30) в зависимости от данных системы управления полетом.

20. Система обеспечения большой подъемной силы по п.19, отличающаяся тем, что принятые от системы управления полетом самолета данные содержат вращательное положение гильзы (30) в канале (10) и/или частоту вращения гильзы (30), и что управляющая функция определяет управляющие команды для вращательного положения гильзы (30) в канале (10) и/или частоты вращения гильзы (30) в зависимости от регулируемого положения обтекаемого тела (1) самолета.

21. Система обеспечения большой подъемной силы по п.19, отличающаяся тем, что управляющая функция определяет управляющие команды для вращательного положения гильзы (30) в канале (10) и/или частоты вращения гильзы (30) в зависимости от аэродинамических данных, которые переданы системой управления полетом, и, прежде всего, в зависимости от угла атаки крыла самолета и/или скорости, и/или положения самолета в полете.

22. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что управляющее устройство для командного управления вращательным положением гильзы (30) в канале (10) и/или частотой вращения гильзы (30) имеет сравнительную функцию, которая сравнивает переданные аэродинамические данные и/или регулируемое положение обтекаемого тела (1) самолета с первой заданной величиной и второй заданной величиной, при этом при достижении диапазона первой заданной величины управляющая функция генерирует управляющие команды для активирования привода гильзы (30), а при достижении диапазона второй заданной величины - управляющие команды для остановки привода гильзы (30) и передает их на устройство регулировки расхода.

23. Система обеспечения большой подъемной силы по п.16, отличающаяся тем, что обтекаемое тело (1) имеет по меньшей мере один датчик давления, который установлен на обтекаемом теле (1) для измерения статического давления воздушного потока и который функционально связан с входным устройством для передачи измеренного давления на управляющую функцию, и что управляющая функция сконфигурирована таким образом, что она определяет управляющие команды в зависимости от измеренного давления.

24. Система обеспечения большой подъемной силы по п.23, отличающаяся тем, что управляющее устройство имеет сравнительную функцию, с помощью которой сравнивается давление по меньшей мере на одном впуске и по меньшей мере на одном выпуске, и что управляющие команды определяются в зависимости от определенной разности давлений.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к авиационной промышленности. .

Изобретение относится к устройствам для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, преимущественно ракет-носителей (РН). .

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления обтеканием воздушным потоком сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к ветроэнергетике, а именно к ветроэнергетическим установкам, преобразующим энергию ветра в электрическую, механическую, гидравлическую или иного вида энергию.

Изобретение относится к морской авиации и касается создания спасательных гидросамолетов. .

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом. .

Изобретение относится к системе генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя. .

Изобретение относится к техническим объектам, испытывающим воздействие газовых потоков. Способ снижения трения газового потока на обтекаемой поверхности путем поперечного отсоса потока через перфорацию в обтекаемой поверхности заключается в том, что поперечный отсос газа осуществляют дискретно на отдельных перфорированных участках, расположенных последовательно на обтекаемой поверхности вдоль направления потока. Периодически чередуют отсос с поперечным выдувом. Чередующиеся отсос и выдув проводят дифференцированно со сдвигом фаз периодических отсоса и выдува на соседних участках, создавая таким образом у обтекаемой поверхности поперечные волны, бегущие в направлении потока. Величину скорости поперечных бегущих волн у обтекаемой поверхности создают равной или близкой к скорости газового потока на обтекаемой поверхности. Амплитуду поперечных бегущих волн создают близкой к толщине пограничного слоя на обтекаемой поверхности при прекращении отсоса и выдува. Изобретение направлено на уменьшение энергетических затрат. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА содержит теплоноситель и средства формирования теплозащитного слоя. Внутри носовой части БПЛА между его передней кромкой и камерой сгорания силовой установки размещен цилиндрический газоструйный резонатор с системой управляемых клапанов, расположенных на боковой стенке резонатора. Открытый вход резонатора совмещен с передней кромкой БПЛА и направлен навстречу набегающему потоку. На внешней поверхности резонатора установлены контейнер с теплоносителем в виде метангидрата и преобразователь метангидрата в смесь паров воды и метана, которая, находясь под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц, с помощью системы управляемых клапанов газоструйного резонатора обеспечивает возможность формирования на открытом входе резонатора защитного слоя, предохраняющего переднюю кромку БПЛА от пиковых тепловых нагрузок. Достигается снижение пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции гиперзвукового БПЛА и повышение топливной эффективности его силовой установки. 1 ил.
Наверх