Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов



Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов
Обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2496680:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к обтекаемому телу, имеющему наружную поверхность, прежде всего к обтекаемому телу для летательных аппаратов.

Уровень техники

Изобретение относится, в частности, к обтекаемому телу, которое у своей наружной поверхности имеет по меньшей мере одно устройство управления обтеканием, предназначенное для воздействия на поток текучей среды, набегающей на обтекаемое тело в расчетном направлении и обтекающей его. Устройство управления обтеканием включает в себя множество всасывающих отверстий, расположенных по меньшей мере на одном участке наружной поверхности, а также всасывающее устройство, позволяющее отсасывать с наружной поверхности обтекающую ее текучую среду для улучшения аэрогидродинамических характеристик обтекаемого тела.

В современном авиастроении используются обтекаемые в полете атмосферным воздухом части летательных аппаратов, такие как крылья, мотогондолы (гондолы двигателей) и оперение. В принципе, в потоке воздуха, обтекающего части летательного аппарата, устанавливаются два различных состояния. Во внешних слоях течения, которые находятся дальше от поверхности частей летательного аппарата, трение отсутствует, а в воздушном течении, непосредственно омывающем части летательного аппарата, возникает пограничный слой, находящийся в ламинарном и/или турбулентном состоянии. Подобные пограничные слои обычно не турбулентны на всей длине обтекаемого тела, или части летательного аппарата, а, как правило, имеют вначале, при взгляде в направлении обтекания, участок ламинарного течения, переходящий затем в участок турбулентного течения, причем участок ламинарного течения значительно меньше участка развивающегося за ним турбулентного течения. В случае пассажирских и транспортных самолетов, эксплуатируемых на авиалиниях средней протяженности, такое распределение ламинарного и турбулентного течений приводит к тому, что сопротивление трения составляет около 50% общего сопротивления летательного аппарата. Из уровня техники известно, что для уменьшения аэродинамического сопротивления предлагались системы контроля перехода ламинарного течения в турбулентное, которые за счет отсоса пограничного слоя обеспечивают сохранение ламинарного режима течения в пограничном слое, омывающем соответствующую часть летательного аппарата.

В ранее предложенных системах отсоса пограничного слоя для отсасывания пограничного слоя потока, обтекающего обтекаемое тело, используются насосно-компрессорные агрегаты. При этом пограничный слой отсасывается локально на таких частях (компонентах) летательного аппарата, как крыло, мотогондола или вертикальное оперение, а электрическая энергия, расходуемая на привод насосно-компрессорных агрегатов, вырабатывается посредством гидравлических систем, причем для привода насоса отбирается, например, рабочее тело системы кондиционирования воздуха летательного аппарата. Для отсасывания воздуха с аэродинамической поверхности, например с крыла, насосы сообщаются с отверстиями в этой поверхности посредством систем трубопроводов.

Однако в известных системах отсоса пограничного слоя необходимо учитывать насосно-компрессорный агрегат при составлении энергетического баланса и весовом проектировании летательного аппарата, так что насосно-компрессорный агрегат неизбежно приходится рассматривать как источник дополнительных затрат. Дополнительный вес, привносимый такими системами на борт летательного аппарата, а также относящийся на их счет дополнительный расход энергии приводит к ухудшению коэффициента полезного действия летательного аппарата.

Раскрытие изобретения

В основу изобретения положена задача создания устройства вышеназванного типа, которое обладало бы как можно меньшим общим весом и низким потреблением энергии.

Эта задача решается признаками пункта 1 формулы изобретения. Частные варианты осуществления изобретения охарактеризованы в зависимых пунктах формулы.

В соответствии с изобретением обтекаемое тело, прежде всего обтекаемое тело для летательных аппаратов, имеет наружную поверхность, обтекаемую потоком, движущимся навстречу обтекаемому телу при его расчетном обтекании в направлении набегающего потока, причем обтекаемое тело у своей наружной поверхности имеет по меньшей мере одно устройство управления обтеканием, включающее в себя множество микроотверстий, расположенных по меньшей мере на одном участке наружной поверхности, по меньшей мере одну соединительную камеру или соединительный канал, которая(-ый) может сообщаться с микроотверстиями по меньшей мере через одну камеру всасывания таким образом, чтобы проходящая через микроотверстия текучая среда могла поступать по меньшей мере через одну камеру всасывания в соединительный канал, по меньшей мере одно всасывающее устройство с первым впускным отверстием, которое может сообщаться с соединительным каналом, и вторым впускным отверстием, которое может сообщаться по меньшей мере с одним каналом подвода заторможенной текучей среды и может являться, в частности, входным отверстием канала подвода заторможенной текучей среды. Канал подвода заторможенной текучей среды расположен в области обтекаемого тела, обращенной навстречу направлению набегающего потока. Кроме того, обтекаемое тело имеет выходное устройство для выпуска текучей среды. Всасывающее устройство выполнено таким образом, чтобы в заданных диапазонах параметров полета или на заданных режимах полета летательного аппарата текучая среда, поступающая во всасывающее устройство по каналу подвода заторможенной текучей среды, создавала во всасывающем устройстве движущую силу, отсасывающую через микроотверстия текучую среду из окружающего обтекаемое тело пространства. При этом канал подвода заторможенной текучей среды и всасывающее устройство выполнены таким образом, чтобы движущая сила, создаваемая во всасывающем устройстве, была достаточной для всасывания текучей среды через отверстия с заданным расходом. В принципе, такое решение дает то преимущество, что благодаря ламинаризации пограничного слоя на соответствующей аэродинамической поверхности достигается значительное уменьшение расхода топлива и выброса вредных веществ пассажирским или транспортным самолетом. Кроме того, применение всасывающего устройства дает по сравнению с насосно-компрессорным агрегатом то преимущество, что, с одной стороны, уменьшается вес конструкции, а с другой стороны, не потребляется электрическая энергия от бортовых источников. Всасывающее устройство работает от энергии воздуха, поступающего из тех областей у поверхности летательного аппарата, в которых поток воздуха тормозится, т.е. создается скоростной напор, либо из областей, близлежащих к ним, или где преобладает давление, достаточное для того, чтобы снабжать всасывающее устройство сжатым или заторможенным воздухом с достаточным давлением и/или расходом. В одном варианте осуществления изобретения текучая среда или воздух вводится во всасывающее устройство непосредственно из области у поверхности летательного аппарата, в которой имеется заторможенный поток воздуха (скоростной напор).

Кроме того, между микроотверстиями и соединительным каналом может быть предусмотрено по меньшей мере одно дроссельное устройство, на котором обеспечивается заданное падение давления всасываемого потока.

С помощью такого дроссельного устройства всасывающее устройство может подстраиваться к множеству различных режимов полета, причем в этом случае дроссельное устройство функционирует с самонастройкой в диапазонах параметров определенного режима полета. В этом варианте осуществления изобретения может быть, в частности, предусмотрена возможность автоматической установки струйного насоса на заданную мощность всасывания. В частном варианте осуществления изобретения струйный насос может быть выполнен таким образом, чтобы автоматически устанавливаться на заданную мощность всасывания в зависимости от давления текучей среды, поступающей в канал подвода заторможенной текучей среды, или расхода этой текучей среды. Дроссельное устройство может быть вставным и сменным.

Кроме того, канал подвода заторможенной текучей среды сообщается с отверстием, которое может быть расположено у наружной поверхности обтекаемого тела в области точки полного торможения потока на обтекаемом теле, где сумма динамического и статического давлений в набегающем на обтекаемое тело потоке текучей среды имеет максимальное значение. Подобное расположение отверстия позволяет особенно простым образом гарантировать необходимый для работы всасывающего устройства массовый расход воздушного потока, поступающего в канал подвода заторможенной текучей среды, при неизменно максимальном давлении или - в зависимости от соответствующих режимов полета летательного аппарата - при среднем оптимальном давлении, чем достигается надежность функционирования всасывающего устройства, поскольку полное давление на входе в указанный подводящий канал больше полного давления у микроотверстий. Вместе с тем, отверстие канала подвода заторможенной текучей среды не обязательно должно быть выполнено прямо в точке полного торможения потока, а может находиться и в ее окрестности, т.е. вблизи фактической точки полного торможения потока. У такого заборного отверстия или в его окрестности текучая среда имеет более высокое полное давление, чем в других областях ее течения.

Кроме того, текучая среда, забираемая или всасываемая через первое и/или второе впускное отверстие, может выпускаться из всасывающего устройства с помощью выходного устройства, т.е. может отводиться посредством выходного устройства. Отсюда следует преимущество, связанное с возможностью реализации особенно простой конструкции, поскольку можно отказаться от множества отдельных выходных устройств. При этом воздушные потоки, поступающие внутрь обтекаемого тела через первый и второй впускные отверстия, смешиваются друг с другом во всасывающем устройстве и вместе выводятся наружу через одно общее выходное устройство. Кроме того, всасывающее устройство может быть саморегулирующимся струйным насосом с возможностью поддержания постоянного давления в первом впускном отверстии. Это дает то преимущество, что воздух, набегающий на обтекаемое тело, может использоваться в качестве рабочего тела, приводящего в действие всасывающее устройство, что позволяет отказаться от отбора текучей среды, используемой, например, в качестве рабочего тела в системах кондиционирования воздуха.

Кроме того, обтекаемое тело может быть мотогондолой, т.е. гондолой двигателя, выполненной снаружи в основном цилиндрической формы, причем продольная ось мотогондолы проходит по существу параллельно направлению набегающего потока текучей среды и/или соединительный канал проходит в окружном направлении вокруг продольной оси мотогондолы.

Кроме того, участок наружной поверхности, на котором расположено устройство управления обтеканием, может проходить, по меньшей мере частично, в окружном направлении, а в продольном направлении мотогондолы может проходить на отрезке от 0% до 50% протяженности наружной поверхности, считая от точки полного торможения потока на мотогондоле.

В альтернативном варианте осуществления изобретения обтекаемое тело может быть аэродинамической поверхностью планера летательного аппарата, имеющей направление хорды, направление размаха и направление толщины, причем соединительный канал предпочтительно проходит вдоль направления размаха аэродинамической поверхности.

Понятие "аэродинамическая поверхность планера" является собирательным и включает в себя вертикальное оперение, горизонтальное оперение, а также любые возможные формы выполнения несущих поверхностей или крыльев летательного аппарата.

В этом случае участок наружной поверхности, на котором расположено устройство управления обтеканием, может проходить, по меньшей мере частично, в направлении размаха аэродинамической поверхности, а в направлении хорды аэродинамической поверхности может проходить на отрезке от 0% до 75% протяженности наружной поверхности, считая от точки полного торможения потока на аэродинамической поверхности.

В случае осуществления изобретения применительно к летательному аппарату текучей средой является воздух, набегающий на летательный аппарат при расчетном обтекании последнего в полете. В этом случае канал подвода заторможенной текучей среды можно называть, в частности, каналом подвода заторможенного воздушного потока. Вместе с тем, в общем случае изобретение также может использоваться на судах. В этом случае текучей средой является обтекающая судно вода.

Объектом изобретения является, в частности, обтекаемое тело, прежде всего для летательных аппаратов, имеющее внешнюю оболочку с областью торможения набегающего потока, образующейся при расчетном обтекании обтекаемого тела текучей средой в направлении набегающего потока по меньшей мере на крейсерских режимах полета, и областью обтекания, расположенной за областью торможения набегающего потока в направлении обтекания, и по меньшей мере одно устройство управления обтеканием, включающее в себя:

- множество проходящих через внешнюю оболочку микроотверстий, расположенных по меньшей мере на одном находящемся в области обтекания участке внешней оболочки;

- множество расположенных внутри обтекаемого тела у внешней оболочки камер всасывания, верхние стенки которых являются частью внешней оболочки (обшивки) или прилегают к ней таким образом, что микроотверстия выходят в камеры всасывания, нижние стенки которых имеют по меньшей мере по одному дроссельному отверстию или управляемому клапаном проходному отверстию, а боковые стенки которых отделяют внутренние полости камер всасывания друг от друга;

- по меньшей мере один соединительный канал, расположенный, при взгляде в направлении толщины обтекаемого тела, под камерами всасывания;

- по меньшей мере одно подключенное к соединительному каналу всасывающее устройство с первым впускным отверстием, предназначенным для отсоса поступающей через микроотверстия текучей среды и сообщающимся с соединительным каналом.

Устройство управления обтеканием дополнительно содержит канал подвода заторможенной текучей среды, имеющий отверстие для впуска заторможенной текучей среды, расположенное в области торможения набегающего потока. Далее, всасывающее устройство содержит образующий приемную, или эжекционную, камеру корпус с впускным отверстием и выпускным отверстием и сопло с впускным отверстием, к которому подключен канал подвода заторможенной текучей среды. Выпускное отверстие расположено на продолжении продольного направления сопла. Всасывающее устройство расположено в обтекаемом теле таким образом, что выпускное отверстие находится, при взгляде в направлении хорды обтекаемого тела, на отрезке между 40% и 60% всей хорды обтекаемого тела.

Полная длина корпуса всасывающего устройства, измеряемая в направлении хорды обтекаемого тела, может составлять от 700 до 900 мм. Далее, микроотверстия могут иметь диаметр от 10 до 1000 мкм.

Расстояние между любыми двумя соседними микроотверстиями может составлять, в частности, от 0,1 до 2,5 мм.

В одном варианте осуществления изобретения устройство управления обтеканием выполнено таким образом, что у выпускного отверстия корпуса всасывающего устройства поток текучей среды характеризуется массовым расходом, при котором давление текучей среды у выпускного отверстия понижается до давления окружающей среды, в которой обтекаемое тело находится в соответствующем рабочем режиме, или до разрежения, преобладающего в том же положении по хорде обтекаемого тела у его наружной поверхности, в обоих случаях с допустимым отклонением не более 20%.

Кроме того, в одном варианте осуществления изобретения канал подвода заторможенной текучей среды начинается в обтекаемом теле от отверстия, расположенного у наружной поверхности обтекаемого тела таким образом, что точка полного торможения потока, которая при отсутствии отверстия находилась бы на обтекаемом теле, находится в пределах отверстия при взгляде в направлении обтекания.

В еще одном варианте осуществления изобретения к смесительной камере примыкает выходное устройство, выполненное в виде диффузора, раскрывающегося внутри обтекаемого тела, а обтекаемое тело в своей задней, при взгляде в направлении обтекания, области имеет выпускное устройство, через которое воздух, находящийся во внутреннем пространстве обтекаемого тела, может выходить наружу обтекаемого тела.

В случае применения вариантов выполнения обтекаемого тела в виде аэродинамической поверхности планера летательного аппарата в корпусе всасывающего устройства может быть предусмотрено, в частности, два впускных отверстия, расположенных напротив друг друга, а обтекаемое устройство имеет внешнюю оболочку с первой и второй областями обтекания и расположенной между ними областью торможения набегающего потока, причем участки наружной поверхности обтекаемого тела в первой и второй областях обтекания обращены в противоположные стороны. Краткое описание чертежей

Ниже рассматриваются варианты осуществления изобретения, поясняемые прилагаемыми схематическими чертежами, на которых показано:

на фиг.1 - изображение в аксонометрии летательного аппарата с предлагаемым в изобретении обтекаемым телом,

на фиг.2 - вид в разрезе предлагаемого в изобретении обтекаемого тела, выполненного, в качестве примера, в виде мотогондолы,

на фиг.3 - выносной элемент D-D, обозначенный на фиг.2, в увеличенном масштабе,

на фиг.4 - фрагмент внешней оболочки (обшивки) предлагаемого в изобретении обтекаемого тела,

на фиг.5 - вид в продольном разрезе всасывающего устройства в одном варианте его выполнения,

на фиг.6 - вид сбоку хвостовой части летательного аппарата с вертикальным оперением,

на фиг.7 - местный разрез по линии А-А, показанной на фиг.6.

Осуществление изобретения

На фиг.1 в аксонометрии изображен летательный аппарат 10, имеющий выполненные в соответствии с изобретением обтекаемые тела, к которым относятся, например, мотогондолы 20, вертикальное оперение 30, горизонтальное оперение 30', а также несущие поверхности, или консоли крыла 30''. На фиг.1 приведена связанная с летательным аппаратом система KS-F координат, где ось X указывает направление хорды крыла летательного аппарата, проходящее от хвоста к носу летательного аппарата, ось Y проходит вдоль направления размаха крыла, а ось Z указывает направление высоты летательного аппарата. На фиг.1 приведена также система KS-T координат, связанная с крылом 30'' летательного аппарата 10. Применительно к вертикальному оперению 30 ось Y проходит в направлении толщины вертикального оперения, а ось Z - в направлении размаха вертикального оперения.

Система KS-T координат крыла Т является локальной системой координат и включает в себя направление S-T размаха крыла, направление Т-Т хорды крыла и направление D-T толщины крыла. Согласно используемому в изобретении определению локальная система KS-T координат для крыла Т ориентирована таким образом, что локальное направление FT хорды крыла проходит параллельно продольной оси X в связанной с летательным аппаратом системе KS-F координат. Ориентация осей и начало локальной системы KS-T координат крыла Т могут основываться, в частности, на поперечном сечении крыла наименьшей площади, взятом в любой точке крыла Т, причем начало локальной системы KS-T координат будет находиться в центре тяжести соответствующего поперечного сечения наименьшей площади, а локальное направление D-T толщины крыла и локальное направление Т-Т хорды крыла будут проходить в плоскости указанного поперечного сечения наименьшей площади.

Согласно другому используемому в изобретении определению локальная система KS-T координат для крыла Т ориентирована таким образом, что направление FT хорды крыла в системе KS-T координат крыла Т проходит по оси X, или в продольном направлении связанной с летательным аппаратом системы KS-F координат, а направление FD толщины крыла в системе KS-T координат крыла Т проходит по оси Z в связанной с летательным аппаратом системе KS-F координат, или в направлении вертикальной оси Z летательного аппарата.

В частности, наружная поверхность внешней оболочки может быть задана таким образом, чтобы в любом месте области F2 внешней оболочки ее внешний контур 31а в направлении Т-В хорды имел относительно продольной оси А обтекаемого тела 10 наклон под углом не более 30°.

В качестве примера и без ограничения общности, на вертикальном оперении 30, несущих поверхностях или консолях крыла 30'', а также на мотогондолах 20 обозначены участки 3 наружной поверхности, на которых во внешней оболочке соответствующей части летательного аппарата предусмотрены микроотверстия 2, или отверстия с размером в микрометровом диапазоне, в дальнейшем называемые также перфорированными микроотверстиями. Такие участки 3, в дальнейшем также называемые областями 3, также могут быть предусмотрены на поверхности горизонтального оперения 30'' или на наружной поверхности фюзеляжа летательного аппарата.

В нормальном режиме полета изображенный на фиг.1 летательный аппарат 10 движется относительно текучей среды, как правило, атмосферного воздуха, который в заданных режимах полета набегает на летательный аппарат 10, рассматриваемый в качестве точки отсчета, в направлении F набегающего потока.

На фиг.2 приведен вид в разрезе предлагаемого в изобретении обтекаемого тела 10, выполненного, в качестве примера, в виде мотогондолы 20. Мотогондола 20 изображена в продольном разрезе, выполненном вдоль ее продольной оси А, причем показана только верхняя часть разреза. Направление Т-В хорды обтекаемого тела 10, проходящее вдоль продольной оси, начинается в точке полного торможения потока. При этом мотогондола 20 может иметь снаружи в основном цилиндрическую форму с продольной осью А. Выражение "в основном" здесь следует понимать в том смысле, что мотогондола 20 может иметь, например, осесимметричную форму относительно продольной оси А или же зеркально-симметричную форму относительно плоскости, через которую проходит продольная ось А. Продольная ось А мотогондолы 20, в частности, также может рассматриваться как линия, соединяющая центры тяжести поперечных сечений, охватываемых наружной поверхностью мотогондолы. В качестве примера и без ограничения общности, мотогондола 20, схематически изображенная на фиг.2 и 3, имеет наружную поверхность 31а, которая стойкой 33 соединена со ступицей 322. При этом соединительная стойка 33 одновременно может быть выполнена в виде составной части статора 33. В ступице 322 с возможностью вращения установлен ротор 32, который может представлять собой, в качестве примера и без ограничения общности, вентилятор и/или лопаточное колесо компрессора двигателя. В состоянии работы, т.е. когда летательный аппарат движется относительно окружающего воздуха, воздух набегает на мотогондолу 20 в направлении F набегающего потока. При этом одна часть набегающего потока попадает внутрь мотогондолы 20 и в газотурбинном двигателе, находящемся внутри мотогондолы 20, смешивается с топливом таким образом, что содержащийся в этом воздухе кислород позднее воспламеняется вместе с топливовоздушной смесью, обеспечивая тягу, движущую летательный аппарат. Эта часть потока обозначена на фиг.2 символом Fi. Вторая часть потока движется снаружи мотогондолы вдоль ее наружной поверхности 1, обтекая гондолу. Как было отмечено выше, вблизи наружной поверхности 31а образуется пограничный слой, который на фиг.2 обозначен символом FПС. Еще одна, гораздо меньшая, часть потока набегает практически под прямым углом на переднюю часть мотогондолы, в целом соответствующую области F1 торможения набегающего потока обтекаемого тела 10. Область F1 торможения набегающего потока соответствует участку наружной поверхности 31а обтекаемого тела, где предусмотрено устройство 1 управления обтеканием со всасывающим устройством 6.

Предлагаемое в изобретении устройство 1 управления обтеканием также может применяться в мотогондолах, конструктивно отличающихся от рассмотренной выше мотогондолы.

В целом обтекаемое тело 10 имеет внешнюю оболочку 31 с областью F1 торможения набегающего потока, образующейся при расчетном обтекании обтекаемого тела 10 текучей средой в направлении S набегающего потока по меньшей мере на крейсерских режимах полета, и областью F2 обтекания, расположенной за областью торможения набегающего потока в направлении обтекания, а также по меньшей мере одно устройство 1 управления обтеканием.

Для наглядности выносной элемент D-D, обозначенный на фиг.2, представлен на фиг.3 в увеличенном масштабе, обеспечивающем более детальное отображение, в частности, устройства 1 управления обтеканием с его составными частями. В дальнейшем принцип работы устройства 1 управления обтеканием поясняется со ссылкой на фиг.3. Как было отмечено выше, пограничный слой FПС обтекающего потока движется по наружной поверхности 31а мотогондолы 20. На участке наружной поверхности 31а вблизи устройства 1 управления обтеканием предусмотрено множество микроотверстий 2. Через эти микроотверстия 2 воздух из пограничного слоя FПС может всасываться во внутреннее пространство устройства 1 управления обтеканием. Микроотверстия 2 через камеры 21 всасывания сообщаются с соединительным каналом 5, вследствие чего при соответствующем перепаде давлений текучая среда, забираемая из пограничного слоя FПС через микроотверстия 2, направляется через камеры 21 всасывания в соединительный канал 5. При этом соединительный канал 5 также может быть выполнен в виде всасывающего трубопровода или канала или, как в случае мотогондол 30, может быть выполнен в виде кольцевого канала, так что эти термины в контексте настоящего изобретения являются синонимичными.

Далее, соединительный канал 5 связан через первое впускное отверстие 12а со всасывающим устройством 6 или его проточной камерой 12с. Кроме того, всасывающее устройство 6 связано через второе впускное отверстие 12b с каналом 11 подвода заторможенной текучей среды, который через отверстие 7 в наружной поверхности сообщается с окружающим мотогондолу 20 пространством. Как это видно на фиг.3, отверстие 7 расположено вблизи точки полного торможения потока, в которой набегающий на двигатель воздух тормозится настолько, что его полное давление достигает максимального значения. Иначе говоря, под точкой полного торможения потока в дальнейшем понимается точка, в которой отношение суммы статического и динамического давлений к давлению текучей среды, находящейся в окрестности точки полного торможения потока, является наибольшим. Под действием этого полного давления текучая среда направляется через отверстие 7 в канал 11 подвода заторможенной текучей среды и таким образом проходит через всасывающее устройство 6 и поступает в выходное устройство 9. При прохождении текучей средой всасывающего устройства 6 разность давлений создает разрежение в первом впускном отверстии 12а, вследствие чего текучая среда засасывается из соединительного канала 5 во всасывающее устройство через первое впускное отверстие 12а. Как следствие, под действием создаваемого всасывающим устройством 6 разрежения происходит отсасывание текучей среды из пограничного слоя FПС обтекающего мотогондолу потока через микроотверстия 2 и через камеры 21 всасывания в соединительный канал 5. В предпочтительном варианте осуществления изобретения разрежение в первом впускном отверстии 12а и в камерах 21 всасывания находится в диапазоне значений от 200 до 1500 Па. Конкретное значение сильно зависит от формы наружной поверхности 31а, т.е. от профиля мотогондолы 20 или крыла.

При этом для создания разрежения устройство 1 управления обтеканием использует всасывающее устройство 6, выполненное в виде струйного насоса, причем для обеспечения работы всасывающего устройства 6 заторможенный поток воздуха (скоростной напор) подается из области точки полного торможения потока на мотогондоле 20 через входное устройство, состоящее из отверстия 7 и канала 11 подвода заторможенной текучей среды. Благодаря подобной работе всасывающего устройства 6 текучая среда автоматически отсасывается из пограничного слоя FПС обтекающего мотогондолу потока через микроотверстия 2. При этом размеры всасывающего устройства 6 таковы, чтобы для достижения скорости всасывания, необходимой для воздействия на обтекание обтекаемого тела, в частности для ламинаризации пограничного слоя FПС на наружной поверхности 31а мотогондолы 20, в конструкции устройства 1 управления обтеканием были учтены все потери трения в трубопроводах, а также потери на входе и выходе. Иначе говоря, устройство 1 управления обтеканием работает за счет разности давлений, взятой между полным давлением в области точки полного торможения потока на мотогондоле 20 и полным давлением у всасывающего отверстия 2. Если летательный аппарат не стоит на месте, т.е. движется относительно воздуха, например в таких режимах полета, как взлет, набор высоты, снижение, посадка или установившийся полет, значения полного давления у отверстия 7 в точке полного торможения потока и у микроотверстий 2 различны. Это позволяет особенно просто и без дополнительных энергетических затрат обеспечить отсос текучей среды из пограничного слоя FПС потока, обтекающего наружную поверхность 31а, за счет того, что давление у отверстия 7 выше давления у всасывающих отверстий 2. Соединительный канал 5, как упомянуто выше, через первое впускное отверстие 12а связан со всасывающим устройством 6 и проходит, в случае мотогондолы 20, в окружном направлении вокруг продольной оси А гондолы 20, например на 360°. В одном варианте осуществления изобретения применительно к мотогондоле соединительный канал 5 образует замкнутый всасывающий трубопровод в виде кольцевого канала. Вместе с тем, соединительный канал 5 необязательно должен проходить по всей окружности мотогондолы 20, он также может быть выполнен проходящим в окружном направлении на отдельных участках.

В одном варианте осуществления изобретения между каждой камерой 21 всасывания и соединительным каналом 5 может быть предусмотрено дроссельное устройство 22. Посредством дроссельного устройства 22 в камерах 21 всасывания за счет создаваемого всасывающим устройством 6 перепада давлений устанавливается разрежение, необходимое или потребное для всасывания текучей среды. В одном варианте осуществления изобретения устройство управления обтеканием может быть выполнено с таким расчетом, что чем больше скорость летательного аппарата относительно обтекающей его текучей среды, тем больше полное давление в точке полного торможения потока на мотогондоле 20 и тем больше перепад давлений вдоль канала 11 подвода заторможенной текучей среды по направлению к выходному устройству 9, вследствие чего создаваемое в камерах 21 всасывания разрежение будет находиться в прямой зависимости от скорости летательного аппарата. Определение параметров и размеров дроссельного устройства 22 осуществляется при конструировании всасывающего устройства 1 и при этом - для определенных условий, например для условий крейсерского полета летательного аппарата. В этом варианте осуществления изобретения другими режимами полета летательного аппарата, такими как посадка или взлет, при проектировании дроссельного устройства 22 пренебрегают, вследствие чего определение параметров и размеров дроссельного устройства 22 выполняют только под расчетное давление, которое должно создаваться в камерах 21 всасывания при полете летательного аппарата в крейсерской конфигурации. С одной стороны, с помощью дроссельного устройства 22 можно устанавливать массовый расход воздуха, поступающего через микроотверстия 2 в соединительный канал 5. С другой стороны, изменяя геометрию дроссельного устройства 22, можно также управлять направлением потока воздуха в соединительном канале 5, что способствовало бы оттоку воздуха из всасывающего устройства 6 в выходное устройство 9. При эксплуатации летательного аппарата дроссельное устройство 22 предпочтительно использовать в зафиксированном состоянии. В особых случаях применения дроссельное устройство 22 также может быть выполнено регулируемым в полете с возможностью изменения размера отверстий дроссельного устройства 22.

На фиг.4 изображен фрагмент внешней оболочки 31 с камерами 21а, 21b, 21с, 21d, 21е всасывания, соответствующими им дроссельными отверстиями 22а, 22b, 22с, 22d, 22е и соответствующими микроотверстиями 2а, 2b, 2с, 2d, 2е.

Камеры 21 всасывания выполнены описывающими дугу или окружность, т.е. проходят по существу в окружном направлении мотогондолы 20, и при этом могут проходить вокруг продольной оси А двигателя на 360° или в пределах части окружности. Камеры всасывания предпочтительно имеют прямоугольную форму поперечного сечения, с шириной от 10 до 40 мм и высотой от 10 до 13 мм. При этом ширина камеры 21 всасывания измеряется в продольном направлении или по существу в осевом направлении двигателя вдоль продольной оси А мотогондолы 20, а высота камеры всасывания измеряется вдоль радиуса или по существу в радиальном направлении мотогондолы 20, или по нормали к наружной поверхности, проведенной в соответствующем месте этой поверхности. Каждая камера 21 всасывания у своего обращенного от продольной оси (т.е. противоположного ей) радиального края сообщается с областью 3 наружной поверхности 31а, в которой выполнено множество микроотверстий 2. Таким образом, воздух через микроотверстия 2 проходит в камеру 21 всасывания, т.е. каждая камера 21 всасывания связана с несколькими микроотверстиями 2. Дроссельное устройство 22 расположено у края камеры 21 всасывания, обращенного к продольной оси А мотогондолы 20.

В общем случае дроссельное устройство 22 имеет дроссельные отверстия диаметром от 1 до 35 мм. В одном варианте осуществления изобретения размер дроссельных отверстий убывает вдоль соответствующего обтекаемого тела в направлении F набегающего потока, т.е. против направления продольной оси X летательного аппарата от носа к хвосту. На обтекаемой текучей средой наружной поверхности 31а, глядя вдоль направления F набегающего потока, образуется такое распределение давления, при котором давление падает в направлении F набегающего потока, в связи с чем внешнее давление у микроотверстий 2 уменьшается по оси X летательного аппарата. Для учета этого падения давления можно соответственно адаптировать давление в соответствующей камере 21 всасывания за счет выбора соответствующего размера дроссельного отверстия, с которым сообщается одно или несколько перфорированных отверстий. В частности, может быть предусмотрен вариант, в котором дроссельные отверстия, находящиеся у камер всасывания, расположенных ниже по потоку, или соответствующие этим камерам всасывания, выполнены геометрически меньших размеров, чем дроссельные отверстия, сообщающиеся с камерами 21 всасывания, расположенными выше по потоку. В предпочтительном варианте осуществления изобретения на каждую камеру 21 всасывания приходится одно дроссельное отверстие. В другом варианте осуществления изобретения одна камера 21 всасывания может иметь, по меньшей мере на отдельных участках, несколько дроссельных отверстий. Также одна камера 21 всасывания может иметь одно перфорированное отверстие или несколько перфорированных отверстий.

Применение нескольких отдельных камер 21 всасывания, изолированных друг от друга при взгляде в направлении F обтекания, с точки зрения аэродинамики выгодно по сравнению с вариантом осуществления изобретения, в котором микроотверстия направляют всасываемый воздух сразу в общий соединительный канал 5, который служит всасывающим коллектором. В конструкциях последнего типа падение давления в пограничном слое FПС приводило бы к тому, что в области, находящейся выше по потоку, воздух поступал бы через микроотверстия 2 в соединительный канал 5, а в области, находящейся ниже по потоку, воздух возвращался бы из соединительного канала 5 через микроотверстия в пограничный слой. Этот нежелательный с точки зрения аэродинамики эффект может быть устранен за счет применения предлагаемой в изобретении конструкции.

Микроотверстия 2 предусмотрены в наружной поверхности 31а мотогондолы 20 в виде просверленных отверстий или впускных отверстий и имеют диаметр, находящийся, в частности, в диапазоне от 10 до 1000 мкм. В особых вариантах осуществления изобретения диаметр микроотверстий составляет от 40 до 100 мкм. Эти просверленные отверстия расположены на расстоянии друг от друга, причем это расстояние составляет, в частности, от 0,1 до 2,5 мм, в предпочтительных вариантах осуществления изобретения - от 0,5 до 0,9 мм. Приведенные интервалы значений выгодны тем, что обеспечивается достаточный расход текучей среды, всасываемой через микроотверстия 2, причем одновременно наружная поверхность 31а сохраняет гладкость, благоприятствующую ее обтеканию.

На фиг.5 изображен вариант выполнения всасывающего устройства 6. В этом варианте всасывающее устройство имеет образующий приемную камеру 60 корпус 51 с впускным отверстием 12b, 63 и выпускным отверстием 54 и сопло 60 с впускным отверстием 12b, 63, к которому подключен канал 11 подвода заторможенной текучей среды. Выпускное отверстие 54 расположено на продолжении продольного направления LD сопла 60. Кроме того, всасывающее устройство 6 расположено в обтекаемом теле 10 таким образом, что выпускное отверстие 54 находится, при взгляде в направлении хорды обтекаемого тела 10, на отрезке между 40% и 60% всей хорды обтекаемого тела.

Выходное устройство 9 может быть подключено к смесительной камере 5 и выполнено в виде диффузора, раскрывающегося внутри обтекаемого тела, а обтекаемое тело в своей задней, при взгляде в направлении обтекания, области имеет выпускное устройство, через которое воздух, находящийся во внутреннем пространстве 10а обтекаемого тела, может выходить наружу обтекаемого тела. Корпус 51 в предпочтительном исполнении имеет первый 51а, второй 51b, третий 51с и четвертый 51d участки. Четвертый участок корпуса образует выходное устройство. Его формообразование таково, чтобы текучая среда выходила из корпуса 51 при как можно меньшем трении. Первый участок 51а корпуса выполнен в виде приемной камеры. Второй участок может быть выполнен как часть приемной камеры с сужающейся областью. Третий участок 51 с корпуса может быть выполнен в виде трубы постоянного внутреннего диаметра.

Горло 64 сопла 60 имеет диаметр d3, составляющий, в частности, от 30% до 70% диаметра поперечного сечения впускного отверстия 63. Диаметр d4 выпускного отверстия 65 составляет, в частности, от 30% до 70% диаметра d1 впускного отверстия.

Выпускное отверстие находится, в частности, на отрезке между 40% и 60% хорды профиля или всей хорды обтекаемого тела 10.

Длина LS всасывающего устройства может составлять, в частности, от 500 до 1000 мм.

На фиг.6 и 7 показаны другие варианты осуществления настоящего изобретения, в которых обтекаемым телом является вертикальное оперение (киль) 30. На фиг.7 приведен местный разрез оперения 30 по линии А-А, показанной на фиг.6. При этом устройство 1 управления обтеканием расположено у наружной поверхности оперения 30 и под ней. В основе работы устройства управления обтеканием лежит тот же физический принцип, что пояснялся выше применительно к первому варианту осуществления изобретения. Для работы всасывающего устройства 6 используется воздух, забираемый из области точки 1 полного торможения потока, т.е. из области, прилегающей к обращенной навстречу потоку передней кромке оперения, причем в показанном на фиг.7 варианте осуществления изобретения воздух забирается из области точки полного торможения потока, находящейся недалеко от горизонтального оперения в зоне 8 сопряжения с фюзеляжем. В общем случае в качестве рабочего тела может использоваться воздух из области полного торможения потока, находящейся у крайней спереди точки передней кромки оперения. В этом варианте осуществления изобретения соединительный канал 5 проходит вдоль направления размаха вертикального оперения 30, т.е. вдоль оси Z летательного аппарата. Также соединительный канал 5 проходит, соответственно протяженности перфорированного участка наружной поверхности, вдоль направления F обтекания в направлении хорды оперения.

В рассмотренных вариантах осуществления изобретения микроотверстия устройства 1 управления обтеканием могут быть встроены в соответствующую поверхность, причем эти микроотверстия заканчиваются по существу вровень с линией контура наружной поверхности 3а, образуя таким образом микроперфорированные всасывающие панели.

В рассмотренных вариантах осуществления изобретения выходное устройство 9 может быть выполнено в виде концевого диффузора всасывающего устройства 6, через который отводится отсасываемый воздух и/или забираемое рабочее тело, причем этот концевой диффузор выполнен таким образом, что с его помощью уменьшаются потери на выходе.

Размеры камеры 21 всасывания, дроссельного устройства 22, а также микроотверстий, приведенные выше в отношении первого варианта осуществления изобретения, могут использоваться и во втором варианте осуществления изобретения.

В еще одном, альтернативном варианте осуществления изобретения, который на чертежах не представлен, в качестве обтекаемого тела, по смыслу изобретения выступают несущие поверхности летательного аппарата, или консоли его крыла 30'', либо его горизонтальное оперение 30'. В этих вариантах осуществления изобретения конструкция устройства управления обтеканием соответствует второму варианту осуществления изобретения, т.е. конструкции, показанной на фиг.6 и 7 в отношении вертикального оперения 30. Обтекаемым телом в предпочтительных вариантах осуществления изобретения являются части или компоненты летательных аппаратов, преимущественно их аэродинамические поверхности, которые выполнены в значительной мере уплощенными и выступают из фюзеляжа летательного аппарата. В случае компонентов летательного аппарата текучая среда, обтекающая обтекаемое тело, набегает на него в направлении F набегающего потока. При этом часть воздушного потока набегает практически под прямым углом на обращенную навстречу потоку область обтекаемого тела, или переднюю кромку обтекаемого тела, соответствующую окрестности точки полного торможения потока. Воздушные потоки, проходящие сбоку мимо обтекаемого тела, по существу обтекают его в направлении хорды (например, в направлении Т-Т хорды крыла). Рабочее тело, используемое для приведения в действие всасывающих устройств 6, забирается в области точек полного торможения потока. При этом точки полного торможения потока находятся в области сопряжения фюзеляжа летательного аппарата с аэродинамическими поверхностями 30, 30' оперения или с несущими поверхностями 30''. Кроме того, или в качестве альтернативы, в области передних кромок аэродинамических поверхностей 30, 30' оперения или консолей крыла 30'' могут быть предусмотрены отверстия 7, используемые в качестве впускных отверстий для канала 11 подвода заторможенной текучей среды. При этом передними кромками являются кромки, находящиеся спереди по оси X летательного аппарата, т.е. кромки, которые в нормальных режимах полета летательного аппарата обращены навстречу набегающему потоку.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения устройство 1 управления обтеканием настроено на работу в крейсерской конфигурации или одной из крейсерских конфигураций летательного аппарата, и поэтому в других режимах полета, таких как взлет, набор высоты, снижение и посадка, устройство 1 управления обтеканием будет работать в неоптимальном рабочем диапазоне. По этой причине устройство 1 управления обтеканием может быть выполнено с возможностью его включения и отключения. В этом случае устройство 1 управления обтеканием может иметь перекрывающее устройство, выполненное, например, в виде заслонки, расположенное у входного отверстия 7 канала подвода заторможенного воздушного потока и способное закрываться или открываться при подаче соответствующих управляющих воздействий на функционально связанный с ним исполнительный механизм. В частности, такой исполнительный механизм может быть связан с устройством управления полетом, определяющим режимы полета, в которых заслонка должна быть открыта или закрыта.

Перекрывая такой заслонкой отверстие 7, можно прерывать течение в канале 11 подвода заторможенной текучей среды. В результате рабочее тело перестает попадать во всасывающее устройство 6, а соответственно, в камерах 21 всасывания разрежение больше не создается. Вместо этого варианта в качестве перекрывающего устройства может быть предусмотрена дроссельная заслонка, расположенная у первого впускного отверстия 12а и способная полностью закрывать впускное отверстие 12а. Тогда в закрытом состоянии рабочее тело будет проходить по каналу 11 подвода заторможенной текучей среды через всасывающее устройство 6 прямо в выходное устройство 9, не создавая при этом разрежения в соединительном канале 5 и камерах 21 всасывания. Таким образом, переводя заслонку отверстия забора заторможенного потока и/или дроссельную заслонку в открытое состояние или в закрытое состояние, можно, соответственно, включать или выключать устройство 1 управления обтеканием.

Далее, со ссылкой на фиг.1 описываются участки 3, в зонах которых может быть расположено устройство управления обтеканием. На несущих поверхностях, или консолях крыла 30'' летательного аппарата, а также на вертикальном оперении 30 и горизонтальном оперении 30' обозначены участки 3 поверхности. Эти участки проходят по наружной поверхности 31а в направлении хорды оперения или крыла, т.е. по оси X в связанной с летательным аппаратом системе координат, предпочтительно начиная от передней кромки оперения 30 или крыла 30''. В этом варианте осуществления изобретения участки 3 поверхности находятся на отрезке от 5% до 75% протяженности наружной поверхности в направлении X хорды оперения или крыла. В направлении Z или Y размаха участок 3 поверхности также находится на отрезке от 5% до 95% протяженности наружной поверхности, считая от точки полного торможения потока оперения, находящейся у крайней спереди точки передней кромки оперения. В общем случае участки расположения устройства управления обтеканием не обязательно должны начинаться от соответствующей передней кромки, они могут также располагаться в определенных областях поверхности крыла или оперения. При этом указанные участки могут проходить по верхней стороне и/или нижней стороне крыла или оперения.

На фиг.1 изображены, например, мотогондолы 20, имеющие участки 3 наружной поверхности с перфорированными отверстиями, относящиеся к устройству 1 управления обтеканием. Эти участки 3 могут проходить в окружном направлении двигателя, т.е. вокруг продольной оси А двигателя, на 360°. В направлении хорды мотогондолы, т.е. по оси X, соответствующий участок 3 проходит на отрезке от 0% до 50% протяженности наружной поверхности 31а мотогондолы 20. Это означает, что начиная от точки полного торможения потока, находящейся на крайней передней кромке мотогондолы, участок 3 распространяется вдоль наружной поверхности 31а в направлении продольной оси двигателя, т.е. в направлении X хорды мотогондолы.

Выходное устройство для вывода текучей среды, всасываемой всасывающим устройством, в общем случае может быть расположено на обращенной назад по потоку поверхности летательного аппарата или соответствующего обтекаемого тела.

Описанные выше варианты осуществления настоящего изобретения, а также их отличительные признаки могут комбинироваться друг с другом частично или в целом.

1. Обтекаемое тело (10), прежде всего для летательных аппаратов, имеющее внешнюю оболочку (31) с областью (F1) торможения набегающего потока, образующейся при расчетном обтекании обтекаемого тела (10) текучей средой в направлении (S) набегающего потока по меньшей мере на крейсерских режимах полета, и областью (F2) обтекания, расположенной за областью торможения набегающего потока в направлении обтекания, и по меньшей мере одно устройство (1) управления обтеканием, включающее в себя:
множество проходящих через внешнюю оболочку (31) микроотверстий (2), расположенных по меньшей мере на одном находящемся в области (F2) обтекания участке (3) внешней оболочки (31);
множество расположенных внутри обтекаемого тела (К) у внешней оболочки (31) камер всасывания, верхние стенки (11а) которых являются частью внешней оболочки или прилегают к ней таким образом, что микроотверстия (2) выходят в камеры всасывания, а нижние стенки (11b) которых имеют по меньшей мере по одному дроссельному отверстию или управляемому клапаном проходному отверстию, причем боковые стенки камер всасывания отделяют их внутренние полости друг от друга;
по меньшей мере один соединительный канал (5), расположенный, при взгляде в направлении толщины обтекаемого тела, под камерами (21) всасывания;
по меньшей мере одно подключенное к соединительному каналу (5) всасывающее устройство (6) с первым впускным отверстием (12а), предназначенным для отсоса поступающей через микроотверстия (2) текучей среды и сообщающимся с соединительным каналом (5),
отличающееся тем, что устройство (1) управления обтеканием дополнительно содержит канал (11) подвода заторможенной текучей среды, имеющий отверстие (7) для впуска заторможенной текучей среды, расположенное в области (F1) торможения набегающего потока, а всасывающее устройство (6) содержит образующий приемную камеру (60) корпус (51) с впускным отверстием (12b, 63) и выпускным отверстием (54) и сопло (60) с впускным отверстием (12b, 63), к которому подключен канал (11) подвода заторможенной текучей среды, причем выпускное отверстие (54) расположено на продолжении продольного направления (LD) сопла (60), а всасывающее устройство (6) расположено в обтекаемом теле (10) таким образом, что выпускное отверстие (54) находится, при взгляде в направлении хорды обтекаемого тела (10), на отрезке между 40% и 60% всей хорды обтекаемого тела.

2. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что полная длина корпуса (51) всасывающего устройства, измеряемая в направлении хорды обтекаемого тела (10), составляет от 700 до 900 мм.

3. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что микроотверстия (2) имеют диаметр от 10 до 1000 мкм.

4. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что расстояние между любыми двумя соседними микроотверстиями (2) составляет от 0,1 до 2,5 мм.

5. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что устройство (1) управления обтеканием выполнено таким образом, что у выпускного отверстия (54) корпуса (51) всасывающего устройства поток текучей среды характеризуется массовым расходом, при котором давление текучей среды у выпускного отверстия (54) понижается до давления окружающей среды, в которой обтекаемое тело находится в соответствующем рабочем режиме, или до разрежения, преобладающего в том же положении по хорде обтекаемого тела у его наружной поверхности, в обоих случаях с допустимым отклонением не более 20%.

6. Обтекаемое тело (10) по п.1, причем канал (11) подвода заторможенной текучей среды начинается в обтекаемом теле от отверстия (7), расположенного у наружной поверхности обтекаемого тела таким образом, что точка полного торможения потока, которая при отсутствии отверстия находилась бы на обтекаемом теле, находится в пределах отверстия при взгляде в направлении обтекания.

7. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что к смесительной камере примыкает выходное устройство (9), выполненное в виде диффузора, раскрывающегося внутри обтекаемого тела, а обтекаемое тело в своей задней, при взгляде в направлении обтекания, области имеет выпускное устройство, через которое воздух, находящийся во внутреннем пространстве (10а) обтекаемого тела, может выходить наружу обтекаемого тела.

8. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что оно является мотогондолой (20), выполненной снаружи в основном цилиндрической формы, причем продольная ось (А) мотогондолы (20) проходит, по существу, параллельно направлению (F) набегающего потока текучей среды, и/или соединительный канал (5) проходит в окружном направлении вокруг продольной оси (А).

9. Обтекаемое тело (10) по п.8, отличающееся тем, что участок (3) наружной поверхности (31 а), на котором расположено устройство (1) управления обтеканием, проходит, по меньшей мере частично, в окружном направлении, а в продольном направлении (X) мотогондолы (20) проходит на отрезке от 0% до 50% протяженности наружной поверхности, считая от точки полного торможения потока на мотогондоле (20).

10. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что оно является аэродинамической поверхностью (30, 30', 30'') планера летательного аппарата, имеющей направление (X) хорды, направление (Y, Z) размаха и направление (Z, Y) толщины, причем соединительный канал (5) проходит вдоль направления размаха (Y, Z) аэродинамической поверхности.

11. Обтекаемое тело (10) по п.10, отличающееся тем, что участок (3) наружной поверхности (31а), на котором расположено устройство (1) управления обтеканием, проходит, по меньшей мере частично, в направлении (Y, Z) размаха аэродинамической поверхности, а в направлении (X) хорды аэродинамической поверхности проходит на отрезке от 0% до 75% протяженности наружной поверхности, считая от точки полного торможения потока на аэродинамической поверхности (30, 30', 30'').

12. Обтекаемое тело (10) по п.1, отличающееся тем, что:
оно является аэродинамической поверхностью планера летательного аппарата,
в корпусе (51) всасывающего устройства имеется два впускных отверстия (52а, 52b), расположенных напротив друг друга,
оно имеет внешнюю оболочку с первой (F2) и второй (F3) областями обтекания и расположенной между ними областью (F1) торможения набегающего потока, причем участки наружной поверхности обтекаемого тела в первой и второй областях обтекания обращены в противоположные стороны.



 

Похожие патенты:

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

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

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

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 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