Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления



Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2508228:

Пеков Алексей Николаевич (RU)

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях летательных аппаратов (ЛА). Управление пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА обеспечивается за счет того, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока. Выходные отверстия выполняют в виде щелей выдува, расположенных в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА так, чтобы выдуваемый поток был направлен по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности. Каналы выполняют таким образом, чтобы для каждого их них суммарная площадь сечения входных отверстий была больше суммарной площади сечения выходных отверстий. Выходные отверстия каналов образуют несколько рядов щелей выдува, расположенных последовательно на верхней части аэродинамической поверхности. Достигается снижение энергозатрат, повышение аэродинамического качества ЛА. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к способам управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательных аппаратов (ЛА). Может найти применение для улучшения аэродинамических характеристик ЛА, включая безотрывное обтекание аэродинамической поверхности ЛА и снижение лобового сопротивления ЛА, без дополнительных энергозатрат тягового или вспомогательного двигателя.

Пограничный слой потока воздуха не всегда прилегает к аэродинамической (обтекаемой) поверхности ЛА на всем ее протяжении. В кормовой части верхней поверхности аэродинамического профиля устанавливается течение потока с положительным градиентом давления, т.е. вниз по течению давление потока растет, а скорость падает. Вследствие трения об обтекаемую поверхность прилегающий к ней пограничный слой воздуха тормозится сильнее и в результате может потерять скорость до нуля, а затем приобрести отрицательную скорость, т.е. начать обратное движение навстречу основному потоку, не доходя до кормовой оконечности аэродинамического профиля.

Такое течение называется отрывным и отрыв пограничного слоя от аэродинамической поверхности приводит к существенному росту аэродинамического сопротивления профиля при одновременном снижении подъемной силы, что в совокупности приводит к критическому ухудшению аэродинамического качества ЛА.

Для предотвращения отрыва потока от обтекаемой поверхности необходимо управлять пограничным слоем, повышая его скорость в кормовой части аэродинамического профиля. Повысить скорость пограничного слоя можно несколькими способами. Во-первых, организовать отсос заторможенного пограничного слоя, в результате чего он замещается новым подслоем, находящимся выше и обладающего большей скоростью. Можно, напротив, организовать выдув высокоскоростной струи воздуха непосредственно над обтекаемой поверхностью и тем самым сдуть заторможенный пограничный слой. Существуют комбинированные способы, включающие одновременно и отсос, и сдув пограничного слоя с образованием в кормовой части поверхности локальных присоединенных вихрей, повышающих скорость пограничного слоя при умеренных энергозатратах на отсос и сдув. Можно в кормовой части аэродинамического профиля принудительно повышать скорость всего обтекающего потока, включая и его пограничный слой. Рассмотрим подробнее эти способы и известные устройства их реализации.

Отсос пограничного слоя может производиться как через проницаемую поверхность тела из пористого материала, так и через дискретно расположенные щели.

Из уровня техники известно решение по патенту RU 2015941 и аналогичное ему RU 2015942.

Первый патент описывает способ, а второй, тех же авторов, - устройство управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности. К этой же группе относится и решение по патенту RU 2032595. Техническое решение в этих патентах основано на отсосе пограничного слоя с помощью тягового или вспомогательного двигателя на всех режимах полета.

У указанных известных решений отсос пограничного слоя происходит в область пониженного давления, а в заявленном решении - вдув высокоскоростной струи из источника повышенного давления. Также в указанных решениях источником энергии являются тяговые или вспомогательный двигатель ЛА, тогда как в предлагаемом решении им является энергия самого обтекающего потока.

Последнее отличие особенно важно с точки зрения достижения результата. Если данное устройство управления пограничным слоем используется как основное и без его использования аэродинамические характеристики ЛА существенно хуже или ЛА вообще становится непригодным для полета, то возможно нижеследующее.

В случае аварийного отключения двигателей отключается и устройство управления пограничным слоем. Аэродинамическое качество ЛА резко падает, сильно затрудняя или делая невозможным планирование с выключенными двигателями. Т.е. при выключении двигателей подобный летательный аппарат существенно или полностью теряет способность летать.

Очевидно, что безопасность полетов при этом не достигается и для внедрения на пилотируемых ЛА в качестве основных такие решения управления пограничным слоем (далее УПС) малопригодны. Возможно их использование как дополнительных устройств УПС на определенных режимах полета.

В предлагаемом решении аварийное отключение двигателей в полете никак не влияет на работу системы управления пограничным слоем. Она работает тем лучше, чем больше скорость набегающего потока, т.е. чем больше скорость самого ЛА.

В случае аварийного отключения двигателей скорость набегающего потока первоначально возрастает за счет вертикальной составляющей. Соответственно, повышается эффективность работы системы управления пограничным слоем и растет аэродинамическое качество ЛА. Он переходит в режим планирования и вертикальная составляющая скорости набегающего потока уменьшается. Она будет уменьшаться до тех пор, пока не установится режим прямолинейного планирования с равномерным уменьшением высоты.

В данном решении энергия тягового или вспомогательного двигателя используется только в режимах взлета и посадки, когда скорости набегающего потока малы. Но на безопасность полетов это дополнительное подключение двигателей для управления пограничным слоем влияет в минимальной степени.

При посадке использование двигателей как источника повышенного давления позволяет снижаться по более крутой глиссаде и уменьшить посадочную скорость, скорость сваливания и длину пробега. Т.е. не влияет на принципиальную возможность совершить посадку, а только улучшает посадочные характеристики. При взлете неработающие двигатели вообще не позволят произвести взлет, т.е. исключат саму возможность возникновения летного происшествия.

Таким образом, по достигаемым результатам предлагаемый способ управления пограничным слоем отличается от патентов RU 2015941, RU 2015942, RU 2032595 тем, что вследствие независимости от работы двигателей ЛА позволяет обеспечить безопасность на всех режимах полета.

Также известно решение по патенту RU 2157777, в котором описаны способ управления пограничным слоем и устройство для его реализации. Техническое решение основано на разгоне тяговым двигателем обтекающего потока на верхней части аэродинамической поверхности. По приведенной выше классификации это третий способ увеличения скорости пограничного слоя - вместе со всем обтекающим потоком.

В указанном решении разгон пограничного слоя происходит за счет разгона всего обтекающего потока. В предлагаемом решении это происходит за счет вдува высокоскоростной струи из источника повышенного давления. Источником энергии в указанном патенте является тяговый двигатель ЛА, а в предлагаемом решении источником энергии является сам обтекающий поток.

Отличия указанного решения от заявленного и в достижении результата - критическая зависимость системы управления пограничным слоем и аэродинамического качества ЛА от работы двигателей. Невозможно обеспечить безотрывное обтекание аэродинамической поверхности при аварийном выключении двигателей. В предлагаемом решении это возможно.

Также известны решения по патентам RU 2372251 и RU 2081791. Техническое решение в указанных патентах основано на отсосе пограничного слоя из кормовой части верхней поверхности аэродинамического профиля, где скорость пограничного слоя уменьшается, а давление - возрастает. Отсос производится в область пониженного давления на передней части верхней поверхности аэродинамического профиля, где скорость пограничного слоя максимальна, а давление минимально. Соответственно, для организации отсоса используется энергия самого обтекающего потока.

В указанных патентах отсос пограничного слоя происходит в область пониженного давления, а в предлагаемом решении вдув высокоскоростной струи происходит из источника повышенного давления. В указанном решении, аналогично и заявленному, - используется энергия самого обтекающего потока.

Отличия есть в достижении результата. В отличие от вышеуказанных аналогов достигается независимость управления пограничным слоем от работы двигателей. Но с помощью рассматриваемого устройства нельзя обеспечить безотрывное обтекание аэродинамического профиля на всех режимах полета.

Эффективность рассматриваемой конструкции существенно зависит от месторасположения каналов отсоса и вдува. Причем, для разных скоростей обтекающего потока и разных углов атаки аэродинамического профиля оптимальное месторасположение этих каналов отличается весьма значительно. Если рассчитать оптимальное месторасположение каналов для одного режима обтекания профиля, то на другом режиме устройство будет работать неэффективно и безотрывное обтекание обеспечить не сможет. Если же попытаться найти некое усредненное месторасположение каналов отсоса и вдува, то во время полета система безотрывного обтекания будет работать крайне неустойчиво и аэродинамическое качество ЛА будет постоянно меняться. Что, в свою очередь, отрицательно влияет на управляемость, экономичность и безопасность полета ЛА.

Авторы указанных решений осознавали этот недостаток, поэтому в патенте RU 2081791 был предусмотрен поворотный дефлектор 5, регулирующий месторасположение канала вдува в зависимости от угла атаки. Однако один дефлектор с небольшим диапазоном регулирования не может обеспечить работоспособность данного устройства на всех возможных режимах полета ЛА.

В патенте RU 2372251 автором рассчитаны точные параметры каналов отсоса и вдува. Тот факт, что изобретение в первую очередь относится к авиадвигателестроению и в качестве примера аэродинамического профиля первым пунктом идет лопатка компрессора, говорит о привязке этих параметров к конкретному штатному режиму работы компрессора. В случае использования данного устройства на крыле ЛА режимы обдува будут существенно другими и параметры каналов отсоса и вдува уже не будут оптимальными.

Таким образом, рассматриваемые известные технические решения обеспечивают эффективное управление пограничным слоем на некоторых режимах обтекания аэродинамического профиля и могут быть использованы в качестве дополнительного устройства УПС на некоторых, особо важных режимах полета ЛА, например, взлет-посадка или маневрирование с большими углами атаки. В качестве основного, всережимного устройства УПС данные решения применяться не могут.

Предлагаемое устройство УПС отличается тем, что может быть использовано на всех без исключения режимах полета ЛА.

Из уровня техники известно решение по патенту RU 2324625. Для управления пограничным слоем и предотвращения перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентное используется отсос пограничного слоя через перфорационные отверстия, расположенные в направлении вдоль размаха крыла в группах или пучках. Каждое перфорационное отверстие представляет собой микрощель с длиной от 0,1 до 3 мм и шириной от 0,05 до 0,25 мм. Отсос осуществляется в область низкого давления, создаваемую с помощью тягового или вспомогательного двигателя ЛА.

Схема расположения отверстий рассчитана для определенных заранее условий полета летательного аппарата, в частности полета на крейсерской скорости, для улучшения обтекания и снижения расхода топлива. Суть изобретения в схеме расположения и параметрах отверстий отсоса, при которых возмущения в потоке, вызванные самим отсосом, взаимно гасятся или существенно ослабляют влияние друг друга. При этом достигается максимально невозмущенное ламинарное обтекание профиля, снижается общее сопротивление профиля при минимальных энергозатратах на отсос.

У известного решения отсос пограничного слоя происходит в область пониженного давления. В предлагаемом решении вдув высокоскоростной струи происходит из источника повышенного давления. Источником энергии в известном решении является дополнительный источник энергии, а в предлагаемом решении - энергия самого обтекающего потока.

Некоторое сходство в конструкции возникает из-за того, что в рассматриваемом патенте передние ряды перфорационных отверстий расположены непосредственно вблизи передней кромки крыла, вдоль его размаха. Возникает аналогия с входными отверстиями в виде воздухозаборников, расположенных на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА, предлагаемого решения.

Отличия состоят в следующем. В рассматриваемом патенте осуществляется принудительный отсос пограничного слоя с помощью дополнительного источника энергии. В нашем решении поток попадает во входные отверстия из области высокого давления набегающего потока естественным образом, без дополнительных энергозатрат. Отверстия в рассматриваемом патенте имеют характерные размеры десятые и сотые доли миллиметра. В нашем решении характерные размеры составляют десятки и сотни миллиметров.

Отличия также в достижении результата. Рассматриваемый патент предполагает улучшение аэродинамических характеристик и снижение расхода топлива на некоторых, в частности, на крейсерских режимах полета. Расход топлива на отсос пограничного слоя при этом предполагается меньшим, чем экономии топлива от улучшения аэродинамических характеристик ЛА.

В предлагаемом решении система управления пограничным слоем позволяет достигнуть существенно более высокого аэродинамического качества летательного аппарата без дополнительных энергозатрат на всех режимах полета ЛА, кроме режимов взлета-посадки. На этих режимах при работе системы УПС используется дополнительная энергия тягового двигателя. Но в норме продолжительность режимов взлета-посадки составляют менее 5% от всей продолжительности полета. Следовательно, предлагаемая система УПС позволяет достигнуть высокого аэродинамического качества ЛА на всех режимах полета при минимальных дополнительных энергозатратах.

Также известно решение по патенту DE 102010063769. Решение близко по сути к RU 2324625. Для управления пограничным слоем на аэродинамическом профиле используется принудительный отсос пограничного слоя через перфорационные отверстия. Отличие от патента RU 2324625 состоят в том, что под перфорированной обшивкой находится пористый материал, стабилизирующий параметры отсоса. Все отличия в конструкции и достижении результата, приведенные выше для патента RU 2324625 справедливы и для патента DE 102010063769.

Известен патент RU 2406648. Описывает способ и устройство управления пограничным слоем в кормовой части аэродинамического профиля при использовании закрылков. Основная сфера применения - крылья планеров. Посредством вдува струи воздуха в пограничный слой на нижней поверхности аэродинамического профиля при положительном (вниз) отклонении закрылка и отсоса пограничного слоя при отрицательном (вверх) отклонении закрылка, улучшается обтекание зазора между закрылком и аэродинамическим профилем, что ведет к уменьшению лобового сопротивления планера.

У известного патента объединение двух способов управления пограничным слоем - отсоса и вдува. В предлагаемом решении вдув высокоскоростной струи происходит из источника повышенного давления. Также в известном решении вдув и отсос происходит из источников соответственно высокого и низкого давления за счет вспомогательного двигателя (насоса). В предлагаемом решении используется только вдув за счет энергии самого обтекающего потока.

Рассматриваемый способ предполагает ограниченную сферу применения - для улучшения характеристик обтекания аэродинамических органов управления в месте их соединения с основным аэродинамическим профилем. Предлагаемое решение позволяет повысить аэродинамическое качество летательного аппарата в целом. Известен патент US 6142425. Управление пограничным слоем в кормовой части верхней поверхности аэродинамического профиля путем выдува высоконапорной струи из источника повышенного давления. Последний запитывается от тягового или вспомогательного двигателя. Регулировка поступления рабочего тела из источника высокого давления осуществляется специальным сферическим дросселем и заслонкой, предлагаемых в нескольких исполнениях. Основным техническим решением, защищаемым настоящим патентом, является именно конструкция дросселя и заслонок. Способ повышения скорости пограничного слоя у рассматриваемого патента такой же, как и в предлагаемом решении, - вдув высокоскоростной струи из источника повышенного давления. Но источники повышенного давления различаются. В рассматриваемом патенте - тяговой или вспомогательный двигатель. В нашем решении - набегающий поток воздуха.

Помимо источника повышенного давления различаются и способы регулировки интенсивности вдува для наиболее рационального расходования рабочего тела. В рассматриваемом патенте - с помощью защищаемых патентом дросселей и заслонок, в предлагаемом варианте - автоматически, за счет скорости набегающего потока. Предлагаемая конструкция существенно проще. Если рассматриваемое устройство УПС применяется как основное на всех режимах полета, то неустранимый недостаток таких систем был рассмотрен выше - критическая зависимость системы управления пограничным слоем и аэродинамического качества ЛА от работы двигателей. Невозможно обеспечить безотрывное обтекание аэродинамической поверхности при аварийном выключении двигателей. В предлагаемом решении это возможно.

Если рассматриваемое устройство применяется для улучшения аэродинамических характеристик на некоторых режимах полета, то предлагаемое решение отличается универсальностью и может быть использовано на всех режимах полета.

Известен патент US 6425553, который является аналогом патента US 6142425. Управление пограничным слоем в кормовой части верхней поверхности аэродинамического профиля путем выдува высоконапорной струи из источника повышенного давления. Последний также запитывается от тягового или вспомогательного двигателя. Отличие от патента US 6142425 - в устройстве для регулировки поступления рабочего тела.

Все отличия в конструкции и достижении результата, приведенные выше для патента US 6142425, справедливы и для патента US 6425553. На чертежах указанного решения между передней кромкой и полостью высокого давления нет никакой связи. А в данном предложении эта связь имеет принципиальное значение.

Известно решение US 2005029396. Описано двойное управление пограничным слоем в кормовой и передней частях аэродинамического профиля с помощью:

- выдува высоконапорной струи из источника повышенного давления, запитываемого от вспомогательного двигателя;

- разгона всего обтекающего потока на верхней поверхности аэродинамического профиля с помощью тягового двигателя.

По разгону обтекающего потока тяговым двигателем решение аналогично RU 2157777. Все отличия в конструкции и достижении результата, приведенные выше для патента RU 2157777, справедливы и для рассматриваемого решения US 2005029396 в части, касающейся использования тягового двигателя для разгона всего обтекающего потока и соответственно разгона его пограничного слоя.

По выдуву высоконапорной струи из источника повышенного давления решение сходно с US 6142425 и US 6425553. Все отличия в конструкции и достижении результата, приведенные выше для этих патентов, справедливы и для рассматриваемого решения. Единственное существенное отличие US 2005029396 от патентов US 6142425 и US 6425553 в том, что помимо выдува в кормовой части, используется и выдув на передней кромке. Из-за этого возникает некоторое визуальное сходство с предлагаемым решением. Отметим три принципиальных конструктивных отличия решения US 2005029396 от предлагаемого.

Во-первых, в рассматриваемом решении на передней кромке осуществляется выдув, а не забор воздуха. Во-вторых, рассматриваемое решение использует дополнительный источник энергии для нагнетания рабочего тела в полости высокого давления. В-третьих, как видно из иллюстраций к патенту, полость высокого давления у передней кромки аэродинамического профиля под цифрой 25 и полость высокого давления в кормовой части профиля под цифрой 24 никак не соединены между собой внутри профиля.

Известно решение по патенту RU 2461716. В нем описана система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Как известно, сопротивление аэродинамического профиля тем больше, чем больше угол заострения у задней кромки профиля. На тупой задней кромке профиля происходит отрыв потока с образованием завихрений. В результате, возникает большое сопротивление давления. У лопатки турбины газотурбинного двигателя большой угол заострения задней кромки из-за необходимости наличия внутренней полости для охлаждения лопатки и технологических ограничений, связанных с литьем. Толстая задняя кромка лопатки создает дополнительное сопротивление и уменьшает КПД турбины. Физически толщину лопатки невозможно уменьшить, но завихрения на ее задней кромке необходимо устранить.

В рассматриваемом патенте предлагается формировать в области задней кромки сужающееся в направлении вниз по потоку, индуцированное плазмой виртуальное удлинение задней кромки. Для чего в области задней кромки располагается один или несколько генераторов плазмы.

В рассматриваемом патенте управление обтеканием аэродинамического профиля происходит не за счет увеличения скорости пограничного слоя, а за счет виртуального удлинения задней кромки профиля при помощи генераторов плазмы.

Область применения данного патента - двигателестроение. Путем виртуального аэродинамического уменьшения толщины задней кромки лопатки повышается коэффициент полезного действия турбины двигателя. Области применения рассматриваемого и предлагаемого решений принципиально различны. Известно решение по патенту US 7861977. Описано управление обтеканием задней кромки аэродинамического профиля. По достигаемому результату - аналог рассмотренного выше патента RU 2461716. Как уже отмечалось при рассмотрении патента RU 2461716, тупая задняя кромка аэродинамического профиля существенно повышает сопротивление аэродинамического профиля из-за срыва обтекающего потока и возникающих при этом завихрений. Если физически угол заострения и толщину задней кромки уменьшить невозможно, приходится использовать специальное устройство, улучшающее обтекание толстой задней кромки профиля.

В патенте US 7861977 предлагается несколько вариантов такого устройства: с неподвижным центральным телом и подвижными верхней и нижней кромками, подвижным центральным телом и неподвижными кромками, с выдувом высоконапорной струи воздуха через щели между центральным телом и кромками. Последний способ имеет два варианта. Первый вариант предусматривает одинаковый выдув через верхнюю щель (между центральным телом и верхней кромкой) и нижнюю щель (между центральным телом и нижней кромкой). Второй вариант предусматривает возможность регулировать выдув через верхнюю и нижнюю щели по отдельности. Источник повышенного давления для выдува - тяговый или вспомогательный двигатель.

В данном патенте для нас представляет интерес управление обтеканием задней кромки с помощью выдува. Выдуваемые струи воздуха аэродинамически удлиняют заднюю кромку, тем самым уменьшают ее толщину и угол заострения. Что устраняет вихрь за задней кромкой и снижает сопротивление профиля.

Как уже отмечалось, по достигаемому результату - это аналог рассмотренного выше патента RU 2461716. Отличие только в сфере применения. Если патент RU 2461716 применим в двигателестроении, то рассматриваемый патент US 7861977 - при проектировании толстых профилей в самолетостроении.

Сравнение с даннымнашим решением по достигаемому результату неоднократно подчеркивалось выше - критическая зависимость обтекания задней кромки и аэродинамического качества ЛА от работы двигателей. Невозможно обеспечить безотрывное обтекание задней кромки и приемлемое аэродинамическое качество при аварийном выключении двигателей.

Аналогичные патенту US 7861977 по принципу работы устройства уже были рассмотрены в патентах US 6142425 и US 6425553. Все отличия в конструкции, приведенные выше для этих патентов, справедливы и для рассматриваемого патента US 7861977.

Принципиально здесь то, что повышенное давление в устройстве создается с помощью тягового или вспомогательного двигателя, а не с помощью набегающего потока, как в предлагаемом решении.

Известен патент FR 2555127. Описывает устройство щели выдува на аэродинамической поверхности. Местонахождение и способ получения области высокого давления, из которой осуществляется выдув, не имеет значения.

Для лучшего обтекания аэродинамической поверхности ниже щели выдува предлагается профилирование аэродинамической поверхности сразу за щелью выдува в виде небольшого, высотой чуть меньше половины высоты щели выдува, препятствия - порожка. Причем со стороны щели выдува - порожек пологий, а с противоположной стороны обрывается вертикальным уступом.

Когда выдуваемая из щели выдува струя воздуха огибает порожек, за его задней вертикальной стенкой происходит срыв потока и образуется мини-вихрь, присоединенный к задней стенке порожка, с циркуляционным режимом течения.

Вследствие наличия порожка и образованным за его задней стенкой вихрем, выдуваемая из щели выдува струя образует стоячую волну, что, по мнению авторов рассматриваемого патента, способствует лучшему обтеканию аэродинамической поверхности, чем обычный выдув по касательной без всяких препятствий.

Данный патент и предлагаемое решение рассматривают управление пограничным слоем с разной степенью детализации. Конкретное конструктивное устройство щели выдува, являющееся предметом описания данного патента, в предлагаемом решении не рассматривается вообще.

Известно решение по патенту RO 117962. В нем описаны способ и устройство для усиления эффекта Коанда. Эффект Коанда заключается в том, что если из плоской щели выдувать на выпуклую поверхность по касательной струю воздуха, то эта струя прилипает к поверхности на относительно большом расстоянии от щели. При этом на самой поверхности создается зона пониженного давления, а из-за разности давления на поверхности и под ней, создается подъемная сила. Эффект Коанда используется во многих областях, например, для увеличения подъемной силы крыла за счет его обдува реактивной струей от двигателя самолета.

Рассматриваемый патент предлагает усилить эффект Коанда за счет отсоса части воздуха из прилипшей струи через сквозную поперечную щель в выпуклой поверхности обратно в плоское сопло.

Данный патент относится к специфической конструкции и имеет ограниченную сферу применения. В предлагаемом решении эффект Коанда не используется и методов его усиления не предлагается.

Все известные патенты решают задачу увеличения продольной составляющей скорости пограничного слоя обтекающего потока для лучшего обтекания аэродинамической поверхности, в частности - для предотвращения перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентное и для предотвращения срыва потока с аэродинамической поверхности. Чем большую продольную скорость предают ближайшим к поверхности струйкам (слоям) обтекающего потока, тем лучше аэродинамическое качество поверхности, и тем лучше и с меньшими энергозатратами она движется в аэродинамическом потоке. Все решения рассматриваются при малых дозвуковых скоростях потока.

Решения данной задачи могут существенно отличаться. Как правило, их делят на три способа. Первый - отсос пограничного слоя. Непосредственно прилегающие к поверхности, самые медленные из-за трения струйки потока отсасываются в область пониженного давления, их место занимают расположенные выше, более быстрые. Второй способ - вдув в медленный пограничный слой высокоскоростной струи из какого либо источника высокого давления. Третий способ - дополнительный принудительный разгон всего обтекающего потока. При этом разгоняются и прилегающие к поверхности слои. Предлагаемое решение использует вдув высокоскоростной струи в пограничный слой.

Существует и другое деление - откуда берется энергия для ускорения пограничного слоя? Или из дополнительного источника энергии (тягового или вспомогательного двигателя летательного аппарата) или из движения самого обтекающего потока. Предлагаемое решение использует энергию обтекающего потока.

Сдув пограничного слоя нашел более широкое практическое применение, чем другие способы УПС. Устройства на его основе многократно описаны в учебной литературе, например: Аэродинамика летательных аппаратов./Под ред. Колесникова Г.А. -М.: Машиностроение, 1993, с.337-338. Реализация давно выдвинутой идеи выдува тонкой высокоскоростной струи воздуха в поток над верхней поверхностью крыла для устранения срыва стала возможной лишь с появлением мощных турбореактивных двухконтурных двигателей, обеспечивающих систему УПС необходимым количеством высоконапорного воздуха без чувствительных потерь тяги.

Для сдува пограничного слоя применяются выдуваемые через одну или несколько узких щелей струи воздуха, направленные по касательной к аэродинамической поверхности. Щели располагаются вблизи мест наиболее вероятного отрыва пограничного слоя. Чаще всего такими местами являются средства механизации крыла.

Оно из преимуществ этого способа в том, что при выходе из строя двигателя не произойдет критическое ухудшение аэродинамического качества ЛА, т.к. указанные средства механизации используются в основном при взлетно-посадочных режимах и мало влияют на свободное планирование ЛА.

Недостаток метода сдува в существенном падении его эффективности с ростом скорости движения ЛА. Или, что то же самое, в многократном увеличении отбора мощности от двигателя для УПС при высокой скорости движения ЛА.

Другой метод УПС заключается в том, что тяга двигателя увеличивает скорость всего обтекающего потока, в том числе и его пограничного слоя, в кормовой части аэродинамического профиля. Для этого тяговый двигатель устанавливается в кормовой части аэродинамического профиля, а его канал воздухозабора образуется снизу аэродинамической поверхностью с управляемым пограничным слоем, сверху системой надкрылков, а сбоку вертикальными щитами.

Рассмотрим случай, когда в кормовой части верхней поверхности аэродинамического профиля происходит сдув пограничного слоя. Другими словами, выдув струи высокоскоростного воздуха, взятого из области повышенного давления. Чтобы такой выдув происходил только за счет движения обтекающего потока, высоконапорный воздух надо взять из области повышенного давления на аэродинамической поверхности. Если его взять из области повышенного давления на нижней поверхности аэродинамического профиля, то это хоть и приведет к некоторому уменьшению подъемной силы, но в целом повысит аэродинамическое качество ЛА. Например, известный способ УПС с помощью предкрылков и закрылков.

Но на аэродинамическом профиле существует и другая область повышенного давления, где оно оказывает существенное отрицательное влияние на аэродинамическое качество ЛА. Это область перед передней кромкой аэродинамического профиля, зона точки полного торможения набегающего потока, где скорость набегающего потока равна нулю, а давление, соответственно, максимально.

Эта область является классической для установки воздухозаборников тяговых двигателей ЛА, но ее же можно использовать для воздухозаборников системы управления пограничным слоем.

Техническим результатом изобретения является то, что обеспечивается улучшение аэродинамических характеристик ЛА, включая безотрывное обтекание аэродинамической поверхности ЛА и снижение лобового сопротивления ЛА, без дополнительных энергозатрат тягового или вспомогательного двигателя.

Указанный технический результат достигается за счет того, что способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата (ЛА), характеризующийся тем, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока, причем выходные отверстия выполняют в виде щелей выдува в кормовой части ЛА, располагая их поперек обтекающего потока, отличающийся тем, что щели выдува располагают в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА так, чтобы выдуваемый поток был направлен по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности, причем каналы выполняют такими, что для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий больше суммарной площади сечения выходных отверстий.

На взлетных и посадочных режимах полета ЛА, когда скорость набегающего потока относительно мала, предпочтительно осуществляют дозабор высоконапорного потока в каналы от тягового или вспомогательного двигателя ЛА.

Устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащее один или несколько каналов, где каждый канал имеет входное отверстие в виде воздухозаборника на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА, а выходное отверстие канала представляет собой щель выдува в кормовой части поверхности ЛА, расположенную поперек обтекающего потока, отличающееся тем, что щель выдува расположена в верхней поверхности кормовой части аэродинамической поверхности ЛА так, что выдуваемый из щели выдува поток направляется по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности, причем каналы выполнены так, что для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий больше суммарной площади сечения выходных отверстий.

Предпочтительно, воздухозаборники выполнены в качестве разделителей передней кромки аэродинамической поверхности ЛА на несколько секторов, где каждый канал имеет свой сектор забора из высоконапорного набегающего потока на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА.

Предпочтительно, выходные отверстия каналов выполнены таким образом, что образуют несколько рядов щелей выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА, расположенных последовательно по обтекающему потоку.

Предпочтительно, каждому сектору забора воздуха на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА соответствует свой ряд щелей выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА. Их взаимное соответствие определяется особенностями конкретного ЛА и его аэродинамических поверхностей.

Установка воздухозаборников УПС на передней кромке аэродинамического профиля имеет следующие преимущества:

- в систему УПС попадает высоконапорный поток воздуха с максимально возможным на аэродинамическом профиле давлением;

-давление в системе УПС естественным образом растет с ростом скорости движения ЛА, что позволяет использовать данную систему при высоких скоростях полета ЛА без дополнительных энергозатрат;

- из-за того, что часть набегающего потока воздуха попадает в воздухозабор, снижается лобовое сопротивление ЛА.

И главное преимущество данного способа УПС - при аварийной остановке тягового двигателя и свободном планировании ЛА система продолжит работу без всякого ухудшения аэродинамического качества ЛА.

Осуществление изобретения

Схема работы предлагаемого способа УПС представлена на Фиг.1. Аэродинамическая поверхность летательного аппарата 1 содержит один или несколько каналов 2 (на схеме работы показаны два канала) с входными отверстиями 3 в виде воздухозаборников, расположенных на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока 5. Выходные отверстия 4 представляют собой щели выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА, расположенные поперек обтекающего потока 6. Выдуваемый поток 7 направляется по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности.

Так как важно повысить именно скорость пограничного слоя, то выдуваемый из щелей выдува поток должен иметь максимально возможную скорость. Чтобы высокое давление входного потока преобразовать в высокую скорость выдуваемого потока, для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий 3 должна быть существенно больше суммарной площади сечения выходных отверстий 4. На Фиг.2 показаны профили скорости пограничного слоя при выдуве высокоскоростного потока 7 через две расположенных последовательно по потоку щели выдува 4 на аэродинамической поверхности 1. Профиль 12 показывает скорости пограничного слоя до щелей выдува. Вследствие трения об обтекаемую поверхность прилегающий к ней пограничный слой воздуха тормозится сильней и в случае отсутствия выдуваемой струи может начать обратное движение, против обтекающего потока. Профиль 13 скорости пограничного слоя без УПС дан пунктиром. Напротив, при выдуве высоконапорной струи воздуха прилегающие к обтекаемой поверхности слои ускоряются и срыва потока не происходит. Профиль 14 скорости пограничного слоя после первой щели выдува. Для безотрывного обтекания всей аэродинамической поверхности, особенно толстого профиля, предпочтительно несколько поперечных ряда щелей выдува, расположенных последовательно по обтекающему потоку в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА. Выдув высокоскоростной струи из каждого ряда ускоряет движение пограничного слоя. Профиль 15 скорости пограничного слоя после второй щели выдува.

Устройство для безотрывного обтекания аэродинамической поверхности ЛА и снижения лобового сопротивления летательного аппарата показано на Фиг.1, 3, 4 и 5. Аэродинамическая поверхность 1 летательного аппарата включает в себя один или несколько каналов 2 (на схеме работы устройства показаны два канала). Каждый канал имеет входное отверстие 3 в виде воздухозаборника на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА. Выходное отверстие 4 канала представляет собой щель выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА, расположенную поперек обтекающего потока 6. Выдуваемый из щели выдува поток 7 направляется по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности.

Воздухозаборники делят переднюю кромку аэродинамической поверхности ЛА на несколько секторов, Фиг.3, 4. Каждый канал имеет свой сектор забора воздуха из высоконапорного набегающего потока 5 на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА. Рассмотрим для примера случай двух каналов. Первый канал имеет воздухозаборник 10 в центральном секторе передней кромки аэродинамической поверхности и ряд щелей выдува 8, ближайший к задней кромке аэродинамической поверхности, Фиг.3, 5. Воздухозаборники 11 второго канала располагаются симметрично в двух секторах, по бокам центрального сектора передней кромки, Фиг.3, 4. Ряд щелей выдува 9 второго канала расположен выше по потоку, чем щели выдува первого канала, Фиг.3, 5.

Таким образом, каждому сектору забора воздуха на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА соответствует свой ряд щелей выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА. Их взаимное соответствие определяется особенностями конкретного ЛА и его аэродинамических поверхностей.

Для увеличения кинетической энергии выдуваемого потока выходные отверстия (щели выдува) представляют собой сужающиеся по потоку сопла, что для дозвуковой скорости потока ведет к падению давления потока при одновременном росте скорости. При этом для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий 3 больше суммарной площади сечения выходных отверстий 4.

Конкретные параметры воздухозаборников и щелей выдува определяются особенностями аэродинамической поверхности ЛА.

На взлетных и посадочных режимах полета ЛА, когда скорость набегающего потока относительно мала, целесообразно осуществлять дозабор 16, Фиг.3, высоконапорного потока в каналы от тягового или вспомогательного двигателя ЛА. Таким образом, рассматриваемое устройство УПС может использоваться как основное на всех без исключения режимах полета ЛА.

1. Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата (ЛА), характеризующийся тем, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока, причем выходные отверстия выполняют в виде щелей выдува в кормовой части ЛА, располагая их поперек обтекающего потока, отличающийся тем, что щели выдува располагают в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА так, чтобы выдуваемый поток был направлен по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности, причем каналы выполняют такими, что для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий больше суммарной площади сечения выходных отверстий.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на взлетных и посадочных режимах полета ЛА, когда скорость набегающего потока относительно мала, предпочтительно осуществляют дозабор высоконапорного потока в каналы от тягового или вспомогательного двигателя ЛА.

3. Устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащее один или несколько каналов, где каждый канал имеет входное отверстие в виде воздухозаборника на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА, а выходное отверстие канала представляет собой щель выдува в кормовой части поверхности ЛА, расположенную поперек обтекающего потока, отличающееся тем, что щель выдува расположена в верхней поверхности кормовой части аэродинамической поверхности ЛА так, что выдуваемый из щели выдува поток направляется по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности, причем каналы выполнены так, что для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий больше суммарной площади сечения выходных отверстий.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что воздухозаборники выполнены в качестве разделителей передней кромки аэродинамической поверхности ЛА на несколько секторов, где каждый канал имеет свой сектор забора из высоконапорного набегающего потока на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА.

5. Устройство по п.3, отличающееся тем, что выходные отверстия каналов выполнены таким образом, что образуют несколько рядов щелей выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА, расположенных последовательно по обтекающему потоку.

6. Устройство по п.3, отличающееся тем, что каждому сектору забора воздуха на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА соответствует свой ряд щелей выдува в кормовой части верхней поверхности аэродинамической поверхности ЛА.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам с системой каналов для текучей среды для отсоса ламинарного слоя и/или вдувания текучей среды в уязвимых зонах внешней обшивки.

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам. .

Изобретение относится к областям авиадвигателестроения и самолетостроения. .

Изобретение относится к авиации и водному транспорту и касается управления воздушными, надводными и подводными судами посредством гидродинамического эффекта для создания потенциала по поверхности судов.

Изобретение относится к технике для движения в воздушной среде с дозвуковой скоростью, в частности к дозвуковым летательным аппаратам, скоростным судам, поездам и автомобилям.

Изобретение относится к области создания подъемной силы, тяги и нагнетания в воздушной среде. .

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части. Пилон содержит часть, проходящую ниже по потоку от сопла (5) холодного потока турбореактивного двигателя и омываемую холодным потоком. В части, проходящей в холодном потоке за пределы сопла, имеется отверстие (8), расположенное на одной из боковых сторон пилона, через которое струя воздуха инжектируется в газовый поток или всасывается из газового потока, циркулирующего вдоль его боковых сторон. Летательный аппарат содержит пилон. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх