Аэродинамический элемент летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиации, в частности к несущим аэродинамическим элементам (АЭ) летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где происходит обтекание АЭ потоком вязкой текучей среды . Цель изобретения - улучшение аэродинамических характеристик АЭ с помощью вибрационного управления пограничным слоем. Цель достигается тем, что АЭ снабжен вихреобразующимустройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины

СО!ОЗ COBETCKÕÕ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

К ПАТЕНТУ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) 1 (21) 4914336/23 (22) 25,02.91 (46) 15.12.92. Бюл, ¹ 46 (71) Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М, Бериева (72) И,M. Кисляк (73) И.М, Кисляк (56) Патент США ¹ 3756540, кл, В 64 С 3/14, 1971.

Патент США ¹ 4434957, кл. В 64 С 3/14, В 64 С 23/06, 1984.

Патент Великобритании GB 2093152, кл. В 64 С 21/04, В 64 D 15/04, 1981.,, БО,, 1782220 А3 (н)5 В 64 С 23/06, 21/04 (54) АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ЭЛЕМЕНТ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (57) Изобретение относится к авиации, в частности к несущим аэродинамическим элементам(АЭ) летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где происходит обтекание АЭ потоком вязкой текучей среды. Цель изобретения — улучшение-аэродинамических характеристик АЭ с помощью вибрационного управления пограничным слоем. Цель достигается тем, что АЭ снабжен вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины (ГБП) 4, установленной на верхней поверхности АЗ с электродами 6.7.8 в виде полос, расположенных на наружных поверхностях пластины и внутри ее и подключенными к источнику напряжения пастояннага тока 48рез переключатель. ГБП перекрывает расположенную вдоль передней кромки плоскую щель 9, соединенную с носовой. частью 10 АЗ, перфорированной по ее размаху, и дополнительную плоскую щель 11 с с. обратным клапаном 12 для переноса текучей среды от передней поверхности 10 АЭ к дополнительной щели 11 и нагнетания ее в камеру 13, из которой происходит ускоренное истечение текучей среды через плоскую щель 14 - плоским соплом 15, расположенным на задней верхней поверхности АЗ, для абдува задней кромки АЭ. ГБП сопряжена па задней ее кромке с торцевым гасителем колебаний 16. 1 з, п, ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к несущим аэродинамиче- ским элементам летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где про-! лсходит абтеканле аэродинамических элементов потоком вязкой текучей среды.

Известен профиль с циркуляционным обтеканием, имеющий минимальное лобо- вое сопротивление, морда которого разде: лена на пять частей, каждая из которых формирует на соответствующей поверхности крыла поток с определенными характеристикамл.

Первая часть, расположенная между передней кромкой и; приблизительно, серединой хорды имеет выпуклую форму, и формирует flàìèíàðíûé поток.

Вторая часть, следующая за первой, имеет прямолинейную поверхность с отрицательным углом наклона, на которой ламинарный, поток преобразуется в турбулентный;

Далее следует поверхность с минимальным поверхностным трением, имеющая вогнутую поверхность, Задняя кромка крыла имеет профиль Каанда и на ней выполнена тангенциальная струйная щель, посредст- вом которой производится абдувание профиля Каанда, предотвращающее срыв потока и смеща!ащее застойную зону к задней кромке крыла.

Нижняя поверхность изогнута таким об.разом, чта скорость потока здесь уменьшается.

Недостатком этого профиля является необходимость отбора с>катога воздуха высокого давления ат компрессоров силовых установок, что приводит к уменьшению величины располагаемой тяги, которая может

, понадобиться для быстрого разгона самолета и создает ограничение в примененил самолета с такой системой.

Известен аэродинамический элемент, содер>кащий поверхность с малым аэродинамическим сопротивлением, име!ащую переднюю и заднюю кромку, обтекаемую

20 потоком текучей среды в направлении ат передней кромки к задней, имеющую прерывистое линейное вихреабразующее,приспособление, которое находится за передней кромка!л поперек направления обтекания поверхности потоком и представляет собой многократные разрывы в поверхности элемента, расположенные поперек потока и образующие нависающий подветренный уступ, напротив которого формируются паследовательные вихри

За разрывами в поверхности элемента распало>кено устройство, образующее пло-. щадку, параллельную разрывам и наклоненную наружу, относительно поверхности элемента для направления каждого из вихрей, сформировавшегося напротив нависающего подветренного уступа с этога уступа, освобождая Место для формирования новога вихря.

Недостатком этога аэродинамического элемента является недостаточная эффективность вихреабразующега устройства в

- уменьшении аэродинамического сапротив25 ления элемента, поскольку при установившемся угле атаки элемента и отсутствии других устройств для улучшения обтекания . элемента с задней кромки элемента ма>кет сойти только один разгонный вихрь с увели30 чением общей циркуляции скорости вокруг профиля элемента на величину циркуляции ! этого вихря, на направленной в противоположную сторону, Наиболее близким по технической сущ35 ности к предлагаемому изобретению является устройство управления пограничным слоем, садер>кащее аэродинамическую поверхность, на передней кромке которой расположена воздухазаборная щель, 40 сообщающаяся внутри крыла с выпускными щелями или отверстиями, выполненными в верхней хвостовой поверхности крыла.

B результате того, что часть свободного воздушного патака, направляемая через за45 барную щель внутрь крыла, выходит через

1782220 той, равной 0,025 хорды Ь элемента и наслоем

Поставленная цель достигается тем, что правленным в сторону задней кромки, аэродинамический элемент летательного Обратный клапан 12 предназначен для аппарата, содержащий устройство управле- 35 предупреждения обратного перетекания теняя пограничным слоем, выполненное в ви-: кучей среды из камеры высокого давления к де плоских щелей: передней, для отсоса передней щели и вспучивания биморфной пограничного слоя с носовой части аэродинамического элемента, и задней с плоским пластины.

Клапан шарнирно подвешен в верхней соплом для обдува его верхней задней части 40 его части и при подаче текучей среды со снабжен вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины с торцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора rio верхней поверстороны передней щели под давлением текучей среды он открывается, при уменьшении давления или исчезновении его клапан закрывается под собственным весом. Усихности элемента за его носовой частью, аэро- 45 лие для преодоления сопротивления клападинамический элемент выполнен с перфорированной носовой частью, с которой на зависят от давления, создаваемого системой вябрацяонного управления пограсоединена передняя щ6ль, с дополнительной плоской щелью; которая снабжена обратным ничным слоем в камере высокого давления.

Выбор высоты сопла, равной 0,025 хорды Ь клапаном и с камерой высокого давления, 50 аэродинамического элемента основан на том; что при обтекании аэродинамического элемента потоком вязкой текучей среды и при высоте сопла, не превышающей 0,01 соединенной с дополнительной и задней щелями, при этом передняя и дополнительная щели перекрыты биморфной пластиной, На чертеже показан аэродинамический хорды Ь элемента, вязкие слои, сходящие с элемент летательного аппарата, попереч- 55 верхней поверхности элемента, находящейся между передней кромкой элемента и плоским соплом, смыкаются с пограничным ное сечение, проведенное вдоль хорды элемента, параллельно оси его симметрии.

Конструктивно аэродинамический элемент содержит поверхность с малым аэродислоем над верхней поверхностью элемента. находящейся между соплом и задней кромкой, вследствие чего струя, истекающая из выпускные щели или отверстия, погранич- намическим сопротивлением 1, имеющую ный слой на верхней наружной поверхности переднюю кромку 2 и заднюю — 3, а также крыла всегда движется назад и не разделя- . вихреобразующее устройство, которое ется. представляет собой гибкую биморфную пла.Недостатком этого устройства является стину 4 из пьезоматериала, например из увеличение профильного сопротивления полимерной пленки на основе поливинилаэродинамической поверхности за счет рас- денфторида ПВДФ, установленной за переположения воздухозаборной щели на пере- дней кромкой 2 на верхней поверхности 5 дней кромке и увеличения силы трения злементасэлекгродамиввидеполос6,7,8, вязкой текучей среды на величину силы тре- 10 расположенных на наружных поверхностях ния внутри канала, соединяющего забарнуа и внутри пластины перпендикулярно нащель с выпускными щелями или отверстиями. правлению обтекания поверхности аэродинамического элемента потоком текучей

R = П х > (1) . среды и подключенными к источнику йапрягде П вЂ” смачиваемый периметр сечения ка- . женил постоянного тока через переключанала; .: тель (не показан).

L — длина канала.. Гибкая биморфная пластина 4 установТ вЂ” касательноенапряжениенастенке, лена без зазоров по верхней поверхности зависящеевосновномотсреднейскорости элемента и перекрывает расположенную я плотности текучей среды и от числа Рей- 20 вдоль передней кромки плоскую щель 9 для нольдса. отсоса погранйчного слоя от передней поЦель изобретения — улучшение аэроди- верхности 10 элемента, перфорированной намических характеристик за счет увеличе- на участке от передней кромки до расстояния коэффициента подъемной силы Cymax, ния от нее, равного а = 0,12 хорды элемента отдаления отрыва пограничного слоя с вер- 25 Ь, и дополнительную плоскую щель 11 с обхней поверхности аэродинамического эле- ратным клапаном 12 для переноса текучей мента в сторону увеличения углов атаки и среды яз передней щели к дополнительной уменьшения аэродинамического сопротив- и нагнетания ее в камеру высокого давления леняя элемента, в частности, коэффициента 13, яз которой происходит ускоренное ястесопротивления элемента Cxm n с помощью 30 чение текучей среды через плоскую щель 14, вябрационного управления пограничным оканчивающуюся плоским соплом 15, высо1782220 плоского сопла и омывающая задирою кромку элемента, оказывается значительно подторможенной, по сравнению со скоростью потенциального течения, Эффективность управления пограничным слоем при этОМ уменьшается.

При высоте сопла, равной 0Я25 хорды Ь элемента, характер обтекания становится таким, при КОТороМ Вязкие слОи, стекиощие с верхней поверхности элемента, находящейся перед соплом, не смыкаются с пограничным слоем над поверхностью элемента, находящейся между соплом и задней кромкой, сохраняя при этом ядро потенциального течения, между вязкими слоями текучей среды, что обеспечивает благоприятный градиентдавления, предохраняющий от возможного отрыва потока на поверхности аэродинамического элемента и оптимальное увеличение коЭффИЦИЕНТа ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ Суп.ах, .

При высоте сопла, равной более 0,025 хорды Ь аэродинамического элемента, толщина Вязкого следа за соплом возрастает настолько, что утолщения ядра плоской струи, истекающей из сопла при этом, недостаточно для создания блаГоприятноГО Градиента давлония над Верхней поверхностью элемента, вследствие чего происходит подтормаживание струи, омывающей заднюю кромку элемента и уменьшение эффективности работы управления пограничным слоем в отношении

УВЕЛИЧЕНИЯ КозффИЦИЕНта Саввах.

Плоское сопла 15 расположено на расстоянии! От передней кромки элбмента, равном 0,73 — 0,82 его хорды Ь. Это расстояние обусловлено тем, что, при обтекании аэродинамического элемента вязкой текучей средой, на его верхней поверхности до рас:стояния от передней кромки, равного 1 =

0,73 хорды Ь элемента сохраняется прилипший турбулентный пограничный слой и устанОВка сопла ближе этоГО расстояния GT передней кромки была бы нерациональной с точки зрения увеличения потерь, кинетическОЙ энерГии плоской струи, Омыва!Ощей верхи:ою поверхность аэродинамического элемента.

Расстояние от передней кромкйаэродинамического элемента, равное = 0,82 хорды, определяет начало зоны отрыва турбулентноГО ПОГраничноГО слоя, поэтому Оптимальное расстояние от передней кромки до плоского сопла не должно превышать этот размер, чтобы обеспечить сдув оторвавшегося турбулентного пограничного слоя, Исходя из

ВышеизложенноГΠ— Оптимальный p83M8p I. для установки плоского сопла находится в пределах 0,73 — 0,82 хорды Ь элемента.

Биморфная пластин" сопряжена по всему размаху ее задней кромки с торцевым поглотителем колебаний 16, выполненным из материала с высоким коэффициентом затухания звука для предотвращения отражения бегущей волны от заднего торца биморфной пластины и влияния колебаний генератора волновой деформации на заднюю кромку аэродинамического элемента.

Предлагаемый диапазон частот работы пьезокерамического генератора волновой деформации находится в пределах 110 — 125 Гц

Пбпадание генератора волновой деформации в резонанс с близкими частотами мало вероятно, а сами колебания генератора значительно безопаснее колебаний акустических нагрузок от работы силовых установок летательных аппаратов.

Кроме того, аэродинамический элемент содержит нижнюю поверхность 17.

Работа вибрационного управления пограничным слоем начинается с подачи нагряжения постоянного тока на крайнюю группу электродов, расположенных первыми к щели всасывания 9. Под группой понима отся три электрода в виде полос: 6 и 8— наружные с обеих сторон блморфной пластины 4 и электрод 7 — средний, находящийся внутри пластины, При появлении напряжения на зажимах всех трех электродов одной группы, в результате обратного пьезоэффекта, происходит деформация пьезокерамической биморфной пластины 4, то есть ее прогиб в . сторону верхней поверхности 1. Запитывая одновременно несколько групп электродов напряжением постоянного тока можно обеспечить создание достаточного прогиба биморфной пластины 4 над щелью всасывания

9, что показано на фиг. 1 штрихпунктирной линией.

Образовавшаяся полость над щелью всасывания 9 заполняется текучей средой.

Последовательным переключением групп электродов создается бегущая волна деформации, перемещающаяся от передней кромки в направлении к задней кромке.

Текучая среда, заполнившая образованную при деформации биморфной пластины полость, переносится бегущей волной к дополнительной щели 11 и через нее йагнетается В камеру высокого давления 13, откуда через плоскую щель 14 и плоское сопло 15 истекает на верхнюю заднюю поверхность аэродинамического элемента в сторону задней его кромки.

Процесс переноса и нагнетания текучей среды повторяется с частотой бегущей волны, заданной переключателем напряжения.

Понятие "достаточного" прогиба биморфной пластины над щелью всасывания взято из расчета того, что фактический прогиб пьезокерамического генератора волновой де10 формации с одной группой электродов, одновременно запитываемой напряжением постоянного электрического тока находится в пределах от 2 до 10 мкм (или 0,02 — 0,1 мм).

При одновременном включении нескольких групп электродов достигается прогиб биморфной пластины 0,3 — 0,4 мм.

Этот прогиб достаточен для создания эффекта вихреобразования и отсоса текучей среды, поскольку, при колебаниях плоской поверхности в вязкой жидкости, глубина проникновения вихревого движения "б" соответствует толщине пограничного слоя.

Толщина пограничного слоя для воздуха при t = 0 С, Р = 760 мм рт, ст., скорости невозмущенного потока Чх> = 120 м/с; кинематическом коэффициенте вязкости

U =- 0,1333 10 м/с равна д = 1,2 мм, а именно в этом пограничном (пристеночном) слое и должно происходить быстрое изменение касательной компоненты скорости потока текучей среды, При работе пьезокерамического генератора волновой деформации биморфная пластина прогибается вверх и за счет создания местных сопротивлений на подветренной поверхности "бегущей волны" при ее движении в направлении от передней кромки аэродинамического элемента к задней кромке образуются последовательные линейные вихри и скатываются к задней кромке, что уменьшает аэродинамическое сопротивление элемента 5. Из .камеры высокого давления 13 через плоскую щель 14 с плоским соплом 15 происходит ускоренное истечение текучей среды для обдува задней кромки 3. Плоской струей от сопла 15 производится сдув с задней кромки элемента последовательных линейных вихрей и обеспечивается соответствующий каждому сходящему вихрю типа разгонного вихря прирост циркуляции скорости Л Г вокруг профиля элемента 6, направленной в сторону, противоположную циркуляции скорости сходящего вихря, а следовательно, и увеличения коэффициента подьемной силы Л Cymax.

Применение вибрационногоУПС позволяет организовать более равномерный отсос текучей среды по размаху передней. кромки аэродинамического элемента, а также истечение текучей среды, подаваемой для обдува задней кромки элемента по ее размаху, избегая применения для этой цели трубопроводов сложной конфигурации и специальных отборов сжатого воздуха, что значительно упрощает и облегчает конструкцию летательного аппарата.

В результате комбинированного воздействия на пограничный слой элемента: отсоса в передней части поверхности элемента;

5 увеличения кинетической энергии пограничного слоя за счет вихреобразующего приспособления в средней части поверхности элемента; обдува задней кромки элементэ пло10 ской струей текучей среды, — реализуется близкое к безотрывному обтеканию профиля аэродинамического элемента до больших углов атаки элемента и увеличения коэффи: циента подьемной силы Ь Cymar, 15 Применение вибрациочного УПС позволяет в 2 раза увеличить коэффициент подьемной силы крыла Cymax по сравне

wto с обычным крылом самолета или же приравнять эффективность предлагаемого

20 УПС к выпуску закрылков на 45 и предкрылков на 22О, но при этом коэффициент лобового collротивления Сх а„ п остается такой же как при убранной механизации крыла, т, е. в 7 раз ниже, чем при выпуске

25 механизации на указанные углы, Кроме того, вибрационного УПС может быть применено в качестве частичного средства управления летательным аппаратом как в помощь поперечному управлению, так

30 и в помощь рулям поворота и высоты, что позволяет повысить надежность летательных аппаратов, Формула изобретения

35 1. Аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде плоских щелей; передней для отсоса пограничного слоя с амосовой части аэроди40 намическаго элемента, и задней с плоским сопло и для обдува его верхней задней части, о т л и ч г ю шийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик, аэродинамический элемент снабжен

45 вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины с торцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора по верхней поверхности элемента за его носовой частью, аэродинами50 ческий элемент выполнен с перфорированной носовой частью, с которой соединена передняя щель, с дополнительной плоской щелью, которая снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давления, соеди- .

55 ненной с дополнительной и задней щелями, при этом передняя и дополнительная щели. перекрыты биморфной пластиной, 2. Элемент по и, 1, отл и ча ю щи йс я тем, что перфорированный участок выполСоставитель

Техред М.Моргентал

Редактор

Корректор И.Шулла

Заказ 4287 "" Тираж . Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Рауаская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101 нен от передней кромки до 0,12 хорды элемента, плоское сопло Выполнено с высо" той, равной 0,025 хорды элемента, и расположено на расстоянии от передней кромки элемента, равном 0,73 — ОЯ2 его хорды.

Аэродинамический элемент летательного аппарата Аэродинамический элемент летательного аппарата Аэродинамический элемент летательного аппарата Аэродинамический элемент летательного аппарата Аэродинамический элемент летательного аппарата Аэродинамический элемент летательного аппарата 

 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области аэрогидромеханики, а именно к средствам воздействия на поток текучей среды и может быть использовано в воздушном, водном, колесном транспорте для изготовления наружной поверхности, обтекаемой газом или жидкостью

Движитель // 2120396

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области транспортной техники, а именно к способам создания тяги и аппаратам с крылом аэродинамического сечения, и может найти применение в качестве аппаратов для перемещения в текучей среде: воздушной и водной

Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов

Изобретение относится к авиации, конкретнее к конструкции несущих поверхностей

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции концевых частей несущих поверхностей самолета и концевых частей лопастей вертолета

Изобретение относится к прикладной аэродинамике и может быть использовано при создании самолетов с низким расположением крыла, имеющим малую стреловидность передней кромки

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к аппаратам, находящимся и работающим в вязкой текучей среде

Изобретение относится к авиации, к устройствам для изменения аэродинамических характеристик с помощью вихрей, и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей для повышения их аэродинамического качества

Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к авиации
Наверх