Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем



Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем
Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем
Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем
Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем

 


Владельцы патента RU 2502639:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

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 авиационной техники, преимущественно к летательным аппаратам околозвуковых скоростей, а также аэрогазодинамическим установкам и воздушно-реактивным двигателям с околозвуковыми скоростями потока.

При полете летательных аппаратов при больших дозвуковых скоростях близких к скорости звука, а также в аэрогазодинамических установках и двигателях с околозвуковыми скоростями потока, на их поверхностях возникают зоны сверхзвуковых скоростей со скачками уплотнения, которые взаимодействуют с пограничным слоем на обтекаемой поверхности.

На фигуре 1 представлена характерная картина взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем при околозвуковых скоростях, а на фигуре 2 представлено распределение давления на обтекаемой поверхности в области взаимодействия.

В результате этого взаимодействия скачок уплотнения может разделяться на два или несколько расходящихся веером скачков уплотнения и возникает течение с интенсивным вихреобразованием, получившее распространенное название «волновой отрыв» (Фиг.1). Возникновение волнового отрыва приводит к значительному росту аэродинамического сопротивления, возникновению нестационарности обтекания и нежелательным вибрациям конструкции летательного аппарата.

Аналогичные явления имеют место в аэрогазодинамических установках и воздушно-реактивных двигателях с околозвуковыми скоростями потока.

Известен способ ослабления волнового отрыва путем отсоса пограничного слоя из области взаимодействия со скачком уплотнения (патент GB 2064709 A D.cl.F2R 04.12.1980).

Известен также способ ослабления волнового отрыва путем выдува высоконапорных тангенциальных струй перед областью взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем (Bokser V.D., Wolkov A.V., Petrov A.V. Application of tangentional jet blowing for reduction of drag for supercritical airfoils at high subsonic speeds, TsAGI Science Journal. Vol.40, No.1, pp.9-21, 2009).

Общим недостатком данных способов является необходимость подвода дополнительной энергии для ослабления волнового отрыва. Для практического же использования более предпочтительны, так называемые «пассивные» способы ослабления волнового отрыва, не требующие подвода дополнительной энергии.

Известен способ пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при околозвуковых скоростях для уменьшения сопротивления сверхкритического профиля путем выполнения на обтекаемой поверхности перед и за скачком уплотнения перфорированного участка поверхности с полостью под ней (Nagamatsu H.T., Dyer R. Supercrical airfoil drag reduction by passive shoch/boundary layer control in the Mach number range. 75 to 90, AIAA-85-0207). В данном способе осуществляется перетекание воздуха через перфорированный участок обтекаемой поверхности из зоны за скачком уплотнения в зону перед скачком уплотнения, что приводит к разделению прямого скачка уплотнения на группу косых скачков уплотнения у обтекаемой поверхности и уменьшению волнового сопротивления за счет ослабления интенсивности скачков уплотнения в области взаимодействия с пограничным слоем. Недостатком данного способа является то, что подвод заторможенного воздуха через перфорированную поверхность в зону перед скачком уплотнения приводит к утолщению пограничного слоя и уменьшению его энергии, что не способствует ослаблению волнового отрыва при взаимодействии пограничного слоя со скачком уплотнения.

По техническим признакам данный способ является наиболее близким к прелагаемому изобретению и является его прототипом.

Задачей и техническим результатом изобретения является ослабление волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем, что приводит к снижению сопротивления крыльев, увеличению тяги воздушно-реактивных двигателей и уменьшению потерь энергии в аэрогазодинамических установках с околозвуковыми скоростями потока.

Решение задачи и технический результат достигается тем, что в способе ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности, включающем 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.

Кроме того, выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока.

Сущность предлагаемого способа ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности состоит в отсосе части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. Отличие предлагаемого способа состоит в том, что у обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создаются продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй, из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности.

Для улучшения сворачивания и формирования вихревых жгутов выпускание поперечных струй перед скачком уплотнения предлагается выполнять с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Отсос части потока через перфорацию и выпускание ряда поперечных струй из протоков в поверхности происходит за счет перепада между высоким давлением за скачком уплотнения и низким давлением в области перед скачком уплотнения (Фиг.2). Ослабление волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности происходит за счет увеличения энергии пограничного слоя вихревыми жгутами, которые переносят в пограничный слой часть потока с высокой энергией из области над пограничным слоем.

Согласно имеющимся научным результатам, увеличение энергии пограничного слоя перед скачком уплотнения должно приводить к ослаблению отрывных явлений, и в частности, волнового отрыва.

На фиг.3 представлен участок обтекаемой поверхности с осуществлением предлагаемого способа ослабления волнового отрыва.

На фиг.4 представлено поперечное сечение участка обтекаемой поверхности в области выдува поперечных струй перед скачком уплотнения.

Изобретение осуществляется при известном или предварительно определенном положения скачка уплотнения 1 и направления потока на обтекаемой поверхности в области взаимодействия с пограничным слоем. На участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения осуществляют отсос части потока через перфорацию в поверхности 2 в полость 3 под ней (фиг.3). Перфорация в поверхности может быть выполнена в виде отверстий либо щелей, как показано на фиг 3.

У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные по потоку вихревые жгуты 4 путем выдува поперечных струй из протоков 5 в обтекаемой поверхности, соединяемых каналом 6 с полостью 3 под перфорированным участком поверхности.

Для улучшения формирования продольных вихревых жгутов, выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Для этого протоки в поверхности выполняются с соответствующими наклонами (фиг.4).

В настоящее время в ЦАГИ ведется подготовка к экспериментальной проверке степени эффективности предлагаемого изобретения для оценки целесообразности его использования в промышленности.

1. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности, включающий отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения, отличающийся тем, что 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.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока.



 

Похожие патенты:

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.

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 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