Способ торможения сверхзвукового потока



Способ торможения сверхзвукового потока
Способ торможения сверхзвукового потока
Способ торможения сверхзвукового потока

 


Владельцы патента RU 2603705:

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

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей, а также к сверхзвуковым воздухозаборникам турбореактивных двигателей и к аэродинамическим трубам сверхзвуковых скоростей.

Торможение сверхзвукового потока осуществляется на поверхностях крыльев летательных аппаратов при полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, в сверхзвуковых воздухозаборниках турбореактивных двигателей, а также в диффузорах аэродинамических труб сверхзвуковых скоростей. В силу особенностей сверхзвуковых течений торможение сверхзвукового потока, как правило, происходит с образованием одного или нескольких скачков уплотнения, в которых происходит резкое торможение потока до дозвуковой скорости и повышение давления потока (см., например, И. Гошек, Аэродинамика больших скоростей).

Основным недостатком способа торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является значительная потеря кинетической энергии и полного давления сверхзвукового потока, что приводит к возникновению волнового сопротивления крыла и значительному росту суммарного сопротивления летательного аппарата, к уменьшению степени сжатия воздуха в сверхзвуковом воздухозаборнике и снижению тяги турбореактивного двигателя, а также к увеличению энергетических затрат при работе сверхзвуковых аэродинамических труб.

Дополнительным недостатком торможения сверхзвукового потока с помощью скачков уплотнения является также то, что при полете летательных аппаратов при больших дозвуковых скоростях, близких к скорости звука, а также в аэрогазодинамических установках и двигателях с околозвуковыми скоростями потока скачки уплотнения взаимодействуют с пограничным слоем на обтекаемой поверхности.

В качестве основного характерного примера рассмотрим торможение сверхзвукового потока, происходящее в сечениях крыла при околозвуковых скоростях.

На фиг. 1 представлена характерная картина обтекания со скачком уплотнения и взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности при околозвуковых скоростях, а на фиг. 2 представлено распределение давления на обтекаемой поверхности в области взаимодействия. В результате этого взаимодействия, скачок уплотнения может вызывать возникновение течения 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 свехзвуковых аэродинамических трубах и в сверхзвуковых воздухозаборниках воздушно-реактивных двигателей.

Для уменьшения данных недостатков на крыльях летательных аппаратов известно проведение торможения сверхзвукового потока с помощью системы косых скачков уплотнения, создаваемых у поверхности летательного аппарата, например, с помощью дополнительных тел (см. патент США 2,967,030 CL 244-41, R. Whitcomb 13.10.1957). В сверхзвуковых воздухозаборниках для создания косых скачков уплотнения устанавливают специальные конусы и клинья (см., например, Абрамович Г.Н. Газовая динамика воздушно-реактивных двигателей, М., 1947 г.). Однако эффективность данного способа торможения невелика, поскольку создание дополнительных косых скачков уменьшает потери полного давления при торможении сверхзвукового потока не более чем на 20-30%, а установка дополнительных тел для создания косых скачков уплотнения создает значительное сопротивление.

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

Задачей и техническим результатом изобретения является существенное уменьшение потерь полного давления при торможении сверхзвукового потока, что позволит существенно снизить волновое сопротивление крыльев летательных аппаратов при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, увеличить тягу воздушно-реактивных двигателей и уменьшить потери энергии в аэродинамических трубах со сверхзвуковыми скоростями потока.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в способе торможения сверхзвукового потока, включающем создание скачков уплотнения, скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.

Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют, например, путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.

Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности.

Создание в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, осуществляют путем создания периодических чередующихся отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

Сущность предлагаемого изобретения состоит в том, что скачки уплотнения, движущиеся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения, имеют меньшую интенсивность, за счет уменьшения скорости потока относительно скачка, и тормозят сверхзвуковой поток с существенно меньшими (до десятков раз) потерями полного давления по сравнению со скачками уплотнения, не перемещающимися относительно обтекаемой поверхности.

Создание движущихся скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

На фиг. 3 представлена принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем деформации обтекаемой поверхности.

На фиг. 4 представлены принципиальная схема торможения сверхзвукового потока у обтекаемой поверхности предлагаемым способом и процесс создания поперечных бегущих волн путем периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из перфорированных участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.

Предлагаемый способ осуществляют на поверхности 1, обтекаемой сверхзвуковым потоком с числом Маха М>1 (Фиг. 3). В области, где необходимо провести торможение сверхзвукового потока, создают систему скачков уплотнения 2, движущихся в направлении потока со значениями скоростей Мск меньшими разницы значений скоростей потока Μ1 перед скачками уплотнения и скоростью звука перед скачками уплотнения М=1 (Мск1-1).

Создание движущихся скачков уплотнения 2 может быть осуществлено путем создания в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока со скоростями равными скоростям создаваемых ими движущихся скачков уплотнения, Мск.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть выполнено путем поперечных бегущих деформаций обтекаемой поверхности (фиг. 3). Бегущие деформации могут быть созданы при выполнении деформируемого участка обтекаемой поверхности 4 из биморфных пьезокерамических материалов.

Создание в потоке на участке обтекаемой поверхности поперечных волн 3, бегущих в направлении потока, может быть также выполнено путем периодически чередующихся отсоса и выдува воздуха через перфорированные участки обтекаемой поверхности 5 (Фиг. 4).

Периодический отсос-выдув на соседних перфорированных участках проводят со сдвигом фаз, создающим у обтекаемой поверхности поперечные волны 3, бегущие в направлении потока.

Периодический поперечный отсос-выдув у обтекаемой поверхности может быть осуществлен, например, с помощью электромагнитных мембранных насосов 6 (фиг. 4).

Проведенные газодинамические расчеты показали, что использование предлагаемого способа может позволить существенно уменьшить потери полного давления при торможении сверхзвукового потока.

1. Способ торможения сверхзвукового потока, включающий создание скачков уплотнения, отличающийся тем, что скачки уплотнения создают движущимися относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания поперечных деформаций контура обтекаемой поверхности, движущихся в направлении потока.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что движение скачков уплотнения осуществляют путем создания периодических чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока углекислого газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия типа импульсных аэродинамических труб с целью газотермодинамических исследований.

Изобретение относится к испытаниям реактивных двигателей. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержит расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки.

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия.

Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом.
Изобретение относится к области стендовых тепловых испытаний и может быть использовано для диагностики характеристик термопрочности и термостойкости эксплуатируемых металлов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к технике экспериментов в аэродинамических трубах кратковременного (импульсного) действия с продолжительностью пуска порядка 40 миллисекунд, работающих при высоких давлениях и температурах газа.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.
Изобретение относится к противотурбулентной присадке, содержащей высокомолекулярный полиизобутилен, при этом он представляет собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена в смеси органических растворителей, с добавкой индустриального масла и 1,2-эпоксипропана, при следующем соотношении компонентов, масс.%: высокомолекулярный полиизобутилен 2,0-7,0; нефрас 15-30; уайт-спирит 45-62,5; индустриальное масло 15-20; 1,2-эпоксипропан 0,25-0,75.

Изобретение относится к океанографической технике, а именно - к морским измерительным системам. Измерительная система для исследования мелкомасштабной турбулентности в приповерхностном слое моря содержит стационарную платформу и зафиксированный на заданном горизонте в приповерхностном слое моря приборный контейнер с датчиками, которые подключены к измерительной аппаратуре.

Способ и система предназначены для оптимизации операций изоляции диоксида углерода и направлены на управление рабочими параметрами наземной установки для сжатия диоксида углерода (CO2) или трубопровода для поддержания потока CO2 в жидком или сверхкритическом состоянии при транспортировке к месту изоляции.

Изобретение относится к устройствам для нагнетания текучей среды. Нагнетательный насос с диэлектрическим барьером для ускорения потока текучей среды содержит первый диэлектрический слой, в который встроен первый электрод, и второй диэлектрический слой, в который встроен второй электрод.

Изобретение относится к области гидрогазодинамики и может быть использовано при транспортировке газообразных сред по трубопроводам или при перемещении тел в газообразных средах.

Изобретение относится к области гидрогазодинамики и может быть использовано при транспортировке газообразных сред по трубопроводам или при перемещении тел в газообразных средах.

Изобретение относится к устройствам для распределения газового потока, вводимого в аппарат, и может быть использовано в аппарате для очистки газа от твердых частиц, сушильных установках, приточной вентиляции.

Диффузор // 2384760
Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для использования в качестве устройства для профилирования поля скоростей потока жидкости при выполнении функций входной камеры раздачи греющего жидкометаллического теплоносителя по трубам теплообменника.

Изобретение относится к области добычи газа и газоконденсата и касается вопроса повышения производительности добычных скважин. .

Изобретение относится к прикладной аэрогидродинамике и может быть использовано для создания труб с пониженным уровнем пульсации низкоскоростного потока в их рабочей части.

Изобретение относится к области авиационных двигателей и может быть использовано при мониторинге состояния этих двигателей в течение времени. Способ контроля повреждений на внутренней стороне картера вентилятора включает следующие этапы: отмечают первое повреждение (I1) на внутренней стороне картера вентилятора, ограничивают поверхность осмотра, содержащую упомянутое первое повреждение (I1), отмечают различные повреждения (Ii), присутствующие на ограниченной поверхности осмотра, при этом упомянутые отмеченные различные повреждения представляют собой совокупность рассматриваемых повреждений, для каждого рассматриваемого повреждения (Ii) измеряют глубину и длину упомянутого повреждения (Ii), для каждого рассматриваемого повреждения (Ii) определяют значение степени серьезности при помощи, по меньшей мере, одной номограммы, устанавливающей соотношение глубины и длины каждого рассматриваемого повреждения со степенью серьезности, для каждой поверхности осмотра, содержащей первое повреждение (I1), определяют общее значение степени серьезности посредством суммирования значений степени серьезности, определенных для каждого рассматриваемого повреждения (Ii).
Наверх