Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения

Авторы патента:


Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения
Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения

 


Владельцы патента RU 2498929:

ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД (GB)

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Система содержит первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы. Выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, смещены так, чтобы они не располагались непосредственно позади каких-либо выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы. При такой системе выступов можно расположить первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения позади первой группы. Способ характеризуется использованием системы выступов аэродинамической конструкции. Изобретение направлено на изменение структуры скачка уплотнения при различных условиях образования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей упорядоченную систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции, и к способу эксплуатации этой конструкции.

Уровень техники

Как описано в работе Holden, H.A. and Babinsky, H. (2003) Shock/boundary layer interaction control using 3D devices, опубликованной в сборнике: 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, January 6-9, 2003, Reno, Nevada, USA, Paper no. AIAA 2003-447 (именуемой далее как "Holden et al."), когда околозвуковой поток проходит над трехмерным выступом для изменения структуры скачка уплотнения, сверхзвуковые локальные условия индуцируют образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой.

Обычно такие выступы для изменения структуры скачка уплотнения располагаются на одной линии для того, чтобы изменить структуру скачка уплотнения для одного определенного режима работы. Однако при работе в нештатных режимах расположение скачка уплотнения может изменяться, что делает неэффективными указанные выступы для изменения структуры скачка уплотнения.

US 2006/0060720 использует выступ управления скачком уплотнения для того, чтобы генерировать скачок уплотнения, отходящий от нижней поверхности крыла.

Раскрытие изобретения

Первый аспект настоящего изобретения обеспечивает аэродинамическую конструкцию, содержащую упорядоченную систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции, при этом данная система содержит: первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы.

Указанные один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные позади первой группы, могут представлять собой один выступ или вторую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения. В одном варианте осуществления, в котором один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные позади первой группы, представляют собой вторую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения, вторая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения содержит меньше выступов, чем первая группа.

Предпочтительно по меньшей мере один из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, смещен таким образом, что он не находится непосредственно за каким-либо из выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы.

В одном варианте осуществления передняя кромка по меньшей мере одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, расположена перед задней кромкой по меньшей мере одного из соседних выступов первой группы.

Первая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения и/или выступы для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные после первой группы, могут быть расположены на одной линии, и каждая линия может быть, по существу, прямой или плавно искривленной. Альтернативно первая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения и/или выступы для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные позади первой группы, могут располагаться в нелинейном порядке.

За счет обеспечения одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, вместо использования одной линии, первая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения и один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, могут быть расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется при различных соответствующих условиях.

Выступы могут иметь любую из традиционных форм, представленных на фигурах 8 и 9 Holden et al. Альтернативно, по меньшей мере один из выступов для изменения структуры скачка уплотнения (предпочтительно во второй группе) может иметь расширяющийся нос и сужающийся хвост, при этом хвост имеет по меньшей мере одну контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Противоположные стороны контурной линии в плане могут быть выпуклыми и могут плавно соединяться на задней кромке выступа для изменения структуры скачка уплотнения, или могут соединяться в точке с образованием пика.

Второй аспект изобретения обеспечивает способ применения аэродинамической конструкции согласно первому аспекту изобретения, при этом указанный способ включает этапы, на которых: используют первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности конструкции, когда она работает в первом режиме, и используют один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности конструкции, когда она работает во втором режиме.

Поток по меньшей мере на одном из выступов для изменения структуры скачка уплотнения из одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, обычно является, по существу, полностью присоединенным, когда конструкция работает в первом режиме.

Поток по меньшей мере на одном из выступов для изменения структуры скачка уплотнения одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, обычно отделяется и образует пару продольных вихревых потоков, когда конструкция работает во втором режиме.

Обычно второй режим характеризуется более высокой скоростью потока и/или более высоким коэффициентом подъемной силы, чем первый режим.

Обычно каждый выступ имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку. Выступы могут плавно сливаться с поверхностью на их кромках или может иметь место резкий вогнутый переход на их одной или более кромках.

Обычно выступы, по существу, не имеют острых выпуклых кромок или точек.

Обычно выступы для изменения структуры скачка уплотнения первой группы имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовывался бы у поверхности конструкции при отсутствии первой группы выступов для изменения структуры скачка уплотнения, когда конструкция работает в первом режиме; при этом один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенные позади первой группы, имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовывался бы у поверхности конструкции при отсутствии одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, когда конструкция работает во втором режиме. Это является отличием от US 2006/0060720, где выступ управления скачком уплотнения используется для создания скачка уплотнения, который не существовал бы при отсутствии выступа управления скачком уплотнения.

Указанная конструкция может содержать аэродинамический профиль, в частности, крыло воздушного судна, горизонтальный хвостовой стабилизатор или поверхность управления, элемент конструкции воздушного судна, в частности, кабину, пилон или киль, или любой другой вид аэродинамической конструкции, в частности, турбинную лопатку.

В случае аэродинамического профиля выступы для изменения структуры скачка уплотнения могут располагаться на поверхности высокого давления аэродинамического профиля (т.е. на нижней поверхности в случае крыла воздушного судна), но более предпочтительно эта поверхность является поверхностью низкого давления аэродинамического профиля (т.е. верхней поверхностью в случае крыла воздушного судна). Кроме того, каждый выступ первой группы обычно имеет вершину которая располагается ближе к задней кромке аэродинамического профиля, иными словами, она располагается позади 50% хорды. Вершина выступа может представлять собой одну точку или плоский участок. В случае плоского участка передняя кромка этого плоского участка располагается вблизи задней кромки аэродинамического профиля.

Краткое описание чертежей

Далее приведено описание вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены:

фигура 1 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащего систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения согласно первому варианту осуществления изобретения, в штатном режиме работы крыла;

фигура 2 - вид в продольном разрезе через центр одного из выступов по оси A-A в штатном режиме работы крыла;

фигура 3 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна с фигуры 1 в нештатном режиме работы крыла;

фигура 4 - вид в продольном разрезе через центр одного из выступов по оси B-B в нештатном режиме работы крыла;

фигура 5 - вид в поперечном разрезе через центр одного из выступов по оси C-C;

фигура 6 - вид сверху одного из выступов, показывающий группу контурных линий;

фигура 7 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащего систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения согласно второму варианту осуществления изобретения, в штатном режиме работы крыла;

фигура 8 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна с фигуры 7 в нештатном режиме работы крыла;

фигура 9 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна, содержащего систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения согласно третьему варианту осуществления изобретения, в нештатном режиме работы крыла;

фигура 10 - вид сверху верхней части крыла воздушного судна содержащего систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения согласно четвертому варианту осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фигуре 1 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна. Крыло имеет переднюю кромку 1 и заднюю кромку 2, каждая из которых изогнута назад по отношению к направлению набегающего потока.

Верхняя поверхность крыла содержит систему трехмерных выступов для изменения структуры скачка уплотнения, выходящих из указанной поверхности. Система содержит первую группу выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения и вторую группу выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы по отношению к направлению набегающего потока.

Каждый выступ выходит из номинальной поверхности крыла и пересекает номинальную поверхность 8 передней кромкой 3a, 10a, задней кромкой 3b, 10b, внутренней кромкой 3c, 10c, и наружной кромкой 3d, 10a. Нижние части всех сторон выступа являются вогнутыми и плавно сливаются с номинальной поверхностью 8. Так, например, нижняя часть 9 передней стороны выступа на фигуре 2 плавно сливается с номинальной поверхностью 8 на передней кромке 3a. Альтернативно может иметь место резкий переход на одной или более кромках выступа. Так, например, нижняя часть передней стороны выступа может быть плоской, как показано штриховой линией 9a. В этом случае передняя сторона 9a выступа для изменения структуры скачка уплотнения имеет резкий переход при соединении передней кромки 3a с номинальной поверхностью 8.

На фигуре 2 показан вид в разрезе через центр одного из выступов 3 по оси A-A параллельно направлению набегающего потока. Вершина 7 продольного сечения A-A сдвинута за центр 6 выступа.

Вершина 7 каждого выступа 3 располагается позади 50% хорды, обычно - между 60% и 65% хорды.

При околозвуковых скоростях скачок уплотнения образуется нормально к верхней поверхности крыла. На фигурах 1 и 2 показана позиция 4 скачка уплотнения, когда воздушное судно работает с числом Маха и коэффициентом подъемной силы, которые совместно определяют штатный режим эксплуатации (обычно связанный с фазой крейсерского полета в диапазоне эксплуатационных режимов полета). В этом штатном режиме эксплуатации выступы 3 для изменения структуры скачка уплотнения расположены таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания 5 скачка 4 уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 2, при этом поток у второй группы выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения является полностью присоединенным.

Когда выступы 3 для изменения структуры скачка уплотнения функционируют в оптимальном для них режиме, т.е. когда скачок 4 уплотнения находится немного впереди вершины 7 выступа, как показано на фигуре 2, размытое основание 5 имеет лямбда-образную структуру с одним передним скачком 5а уплотнения около передней кромки выступа и с одним задним скачком 5b уплотнения, расположенным немного впереди от вершины 7. Альтернативно вместо одного переднего скачка 5а уплотнения размытое основание может иметь лямбда-образную структуру с веерообразной группой передних скачков уплотнения.

Вторая группа выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения предназначена для изменения структуры скачка 11 уплотнения, который образуется у поверхности крыла, когда аэродинамический профиль работает с более высоким числом Маха или коэффициентом подъемной силы, связанными с нештатным режимом эксплуатации, как показано на фигурах 3 и 4. Когда коэффициент подъемной силы или число Маха увеличиваются, скачок уплотнения перемещается назад в позицию 11, показанную на фигуре 3, и выступы 10 для изменения структуры скачка уплотнения располагаются таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания 15 скачка 4 уплотнения с лямбда-образной структурой, как показано на фигуре 4.

Следует отметить, что в отличие от турбулизаторов выступы не имеют острых выпуклых кромок или точек, поэтому поток остается присоединенным к выступам, если они работают в оптимальном режиме (т.е., если скачок уплотнения располагается на выступе немного впереди его вершины). Характерная особенность трехмерных выступов для изменения структуры скачка уплотнения заключается в том, что при отклонении от их оптимального режима, т.е., когда скачок уплотнения располагается на выступе, но не опережает вершины выступа, поток позади выступа имеет тенденцию к отделению. Такое отделение позади выступа используется для образования пары продольных вихревых потоков 12, 13, вращающихся навстречу друг другу, в направлении набегающего потока, что оказывает положительное влияние на волновую тряску аналогично VVGs (vane vortex generators - лопастные турбулизаторы). Эти вихревые потоки входят в приповерхностный слой или проходят непосредственно над ним. При полете в нормальном крейсерском режиме, как показано на фигуре 1, поток является полностью присоединенным, и паразитное сопротивление, характерное для VVGs, исключается. Таким образом, выступы 10 для изменения структуры скачка уплотнения обеспечивают увеличение диапазона эксплуатационных режимов полета и диапазона скоростей или уменьшение нагрузок при высокой скорости.

Центры выступов для изменения структуры скачка уплотнения второй группы несколько смещены по отношению к центрам выступов первой группы, таким образом, ни один из выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения во второй группе не располагается непосредственно за центром какого-либо выступа 3 для изменения структуры скачка уплотнения первой группы.

На фигуре 5 показан боковой разрез через центр одного из выступов 10, а на фигуре 6 - группа контурных линий в плане (эквивалентных контурным линиям на карте), включая сплошную контурную линию основания, где выступ для изменения структуры скачка уплотнения сливается с верхней поверхностью крыла, промежуточную контурную линию 25 и верхнюю контурную линию 24. Контурная линия основания содержит расширяющийся нос 20 и сужающийся хвост с вогнутыми противоположными сторонами 22, 23, которые пересекаются в пиковой точке 21 на задней кромке выступа. Хвостовая часть промежуточной контурной линии имеет две вогнутых стороны, которые переходят в выпуклые и пересекаются на задней кромке контурной линии 25. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения имеет боковую симметрию относительно его продольной центральной оси 26.

Детали формы каждого отдельного выступа 10 для изменения структуры скачка уплотнения можно выбрать в соответствии с формой, показанной на чертеже, таким образом, чтобы в штатном режиме эксплуатации поток на выступе был полностью присоединенным, как показано на фигуре 1. При работе с более высоким числом Маха или коэффициентом подъемной силы, как показано на фигуре 3, будет иметь место полезная модификация основания скачка уплотнения дополнительно к образованию двух продольных вихревых потоков.

При этом ожидается уровень снижения тряски, аналогичный уровню, достигаемому при помощи VVG. Данную концепцию можно применить к другим аэродинамическим конструкциям, в частности, к турбинным лопаткам, кабинам, пилонам, килям и хвостовым частям воздушных судов.

В варианте осуществления, показанном на фигуре 1, крыло содержит систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, включающую первую группу выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения с эллиптическим основанием и вторую группу остроконечных выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения, расположенную позади первой группы. Однако в другом варианте осуществления изобретения (не показан) обе группы выступов для изменения структуры скачка уплотнения могут быть остроконечными.

На фигуре 7 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения. Крыло имеет переднюю кромку 1a и заднюю кромку 2a, каждая из которых изогнута назад по отношению к направлению набегающего потока. Верхняя поверхность крыла содержит систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, выходящих из поверхности указанной конструкции. Указанная система включает первую группу выступов 30a для изменения структуры скачка уплотнения и вторую группу выступов 30b для изменения структуры скачка уплотнения, расположенную позади первой группы.

При околозвуковых скоростях скачок уплотнения образуется нормально к верхней поверхности крыла. На фигуре 7 показана позиция 4a скачка уплотнения, когда воздушное судно работает в штатном режиме эксплуатации. В этом штатном режиме эксплуатации выступы 30a для изменения структуры скачка уплотнения располагаются таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания в скачке 4a уплотнения с лямбда-образной структурой, аналогично основанию скачка уплотнения, показанному на фигуре 2, а поток на второй группе выступов 30a для изменения структуры скачка уплотнения является полностью присоединенным.

Вторая группа выступов 30b для изменения структуры скачка уплотнения располагается таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения 11a, которая образуется у поверхности крыла, когда аэродинамический профиль работает с более высоким числом Маха или коэффициентом подъемной силы, связанными с нештатным режимом эксплуатации, как показано на фигуре 8. В отличие от выступов для изменения структуры скачка уплотнения в первом варианте осуществления вторая группа выступов 30b для изменения структуры скачка уплотнения является идентичной по форме первой группе выступов 30a для изменения структуры скачка уплотнения.

На фигуре 9 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна согласно третьему варианту осуществления настоящего изобретения. Вариант осуществления на фигуре 9 идентичен варианту осуществления, показанному на фигурах 7 и 8 за исключением того, что в этом случае две группы выступов 30a, 30b для изменения структуры скачка уплотнения находятся на меньшем расстоянии друг от друга в направлении хорды, таким образом, передняя кромка задних выступов 30b располагается перед задней кромкой соседних передних выступов 30a, поэтому две группы частично перекрываются.

На фигуре 10 показан вид сверху верхней поверхности крыла воздушного судна согласно четвертому варианту осуществления настоящего изобретения. Вариант осуществления на фигуре 10 идентичен варианту осуществления, показанному на фигуре 1, за исключением того, что в этом случае передняя группа имеет десять выступов 3 для изменения структуры скачка уплотнения, при этом имеется только один задний выступ 10 для изменения структуры скачка уплотнения. На фигуре 10 показано распространение скачков уплотнения 4, 11 вдоль размаха крыла. Можно видеть, что скачок 4 уплотнения распространяется по значительной части крыла вдоль размаха крыла, при этом скачок 11 уплотнения является относительно коротким, поэтому требуется лишь небольшое количество задних выступов 10 для изменения структуры скачка уплотнения (в данном случае только один).

Данное изобретение описано со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако, следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть внесены без отклонения от объема изобретения, определяемого прилагаемой формулой изобретения.

1. Аэродинамическая конструкция, содержащая упорядоченную систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности указанной конструкции, при этом указанная система содержит:
- первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных на одной линии, и
- один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены непосредственно за указанной линией относительно направления набегающего потока.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, представляют собой одиночный выступ для изменения структуры скачка уплотнения.

3. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, представляют собой вторую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения.

4. Конструкция по п.3, отличающаяся тем, что вторая группа содержит меньше выступов для изменения структуры скачка уплотнения, чем первая группа.

5. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что передняя кромка по меньшей мере одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, расположена перед задней кромкой по меньшей мере одного из соседних выступов первой группы.

6. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что центр по меньшей мере одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, смещен таким образом, что он не находится непосредственно за центром какого-либо из выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы.

7. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что:
- выступы для изменения структуры скачка уплотнения первой группы расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности аэродинамической конструкции, когда аэродинамическая конструкция работает в первом режиме, и
- один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности аэродинамической конструкции, когда аэродинамическая конструкция работает во втором режиме.

8. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что по меньшей мере один из выступов для изменения структуры скачка уплотнения имеет расширяющийся нос и сужающийся хвост, при этом хвост имеет по меньшей мере одну контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами.

9. Конструкция по п.8, отличающаяся тем, что вогнутые противоположные стороны контурной линии в плане соединяются в точке с образованием пика.

10. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что каждый выступ имеет переднюю кромку, заднюю кромку, внутреннюю кромку и наружную кромку.

11. Конструкция по п.10, отличающаяся тем, что каждый выступ пересекает указанную поверхность передней кромкой, задней кромкой, внутренней кромкой и наружной кромкой.

12. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что выступы, по существу, не имеют острых выпуклых кромок или точек.

13. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что выступы для изменения структуры скачка уплотнения первой группы имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии указанной первой группы выступов для изменения структуры скачка уплотнения, когда конструкция работает в первом режиме, при этом один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, расположенных позади первой группы, когда конструкция работает во втором режиме.

14. Конструкция по п.13, отличающаяся тем, что выступы для изменения структуры скачка уплотнения первой группы имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, когда указанная конструкция работает в первом режиме, при этом один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, имеют такую форму и расположены таким образом, чтобы индуцировать образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, когда указанная конструкция работает во втором режиме.

15. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что поверхность представляет собой поверхность низкого давления аэродинамической конструкции.

16. Конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что аэродинамическая конструкция имеет переднюю кромку и заднюю кромку, при этом каждый выступ первой группы имеет вершину, которая расположена ближе к задней кромке аэродинамической конструкции.

17. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции, охарактеризованной в одном из предшествующих пунктов, включающий этапы, на которых:
- используют первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности конструкции, когда она работает в первом режиме, и
- используют один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади указанной первой группы, для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образуется у поверхности конструкции, когда она работает во втором режиме.

18. Способ по п.17, отличающийся тем, что первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения используют для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии первой группы выступов для изменения структуры скачка уплотнения, когда конструкция работает в первом режиме, при этом один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, используют для того, чтобы изменять структуру скачка уплотнения, который образовался бы у поверхности конструкции при отсутствии одного или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, когда конструкция работает во втором режиме.

19. Способ по п.17 или 18, отличающийся тем, что поток по меньшей мере у одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы является, по существу, полностью присоединенным, когда конструкция работает в первом режиме.

20. Способ по п.17 или 18, отличающийся тем, что поток по меньшей мере у одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, является, по существу, полностью присоединенным, когда конструкция работает в первом режиме.

21. Способ по п.17 или 18, отличающийся тем, что поток по меньшей мере у одного из выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, отделяется и образует пару продольных вихревых потоков, когда конструкция работает во втором режиме.

22. Способ по п.17, отличающийся тем, что первая группа выступов для изменения структуры скачка уплотнения индуцирует образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, когда конструкция работает в первом режиме, при этом один или более выступов для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, индуцируют образование размытого основания скачка уплотнения с лямбда-образной структурой, когда конструкция работает во втором режиме.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. .
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. .

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

Изобретение относится к гидродинамике. .

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

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

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. .

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

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики. .

Изобретение относится к области авиации. .
Изобретение относится к способу воздействия на реологические свойства жидкой среды, которая находится во взаимодействии, по меньшей мере, с одной соответствующей детали установки или машины граничной поверхностью.
Наверх