Часть летательного аппарата

Изобретение относится к авиации, а именно к устройствам для отсоса пограничного слоя. Часть летательного аппарата, обтекаемая потоком окружающего воздуха, в частности крыло, с отверстиями во внешней обшивке для отсоса пограничного слоя, содержит две стенки и перегородки, размещаемые в пространстве между внешней и внутренней стенками так, что они формируют зоны (А, В) стенок и примыкают друг к другу таким образом, что формируются чередующиеся воздуховоды повышенного давления и воздуховоды всасывания, причем первые зоны (А) внешней стенки, относящиеся к воздуховодам всасывания, имеют большую площадь по сравнению со вторыми зонами (В), которые относятся к воздуховодам повышенного давления, и при этом воздуховоды повышенного давления подсоединены с помощью устройства управления к источнику горячего воздуха (W), а воздуховоды всасывания подсоединены к источнику (U), создающему разрежение. Достигается уменьшение сопротивления потока, увеличение максимальной подъемной силы, предотвращение замерзания и блокирования отверстий. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к частям летательных аппаратов, которые обтекаются потоком окружающего воздуха, в частности к крыльям с отверстиями во внешней обшивке для отсоса пограничного слоя.

Отсос пограничного слоя с поверхностей частей летательных аппаратов, которые обтекаются потоком окружающего воздуха, используется для уменьшения сопротивления потоку и для увеличения максимальной подъемной силы за счет предотвращения преждевременного перехода от ламинарного к турбулентному режиму движения потока. При неблагоприятных условиях окружающей среды возникает опасность замерзания отверстий во внешней обшивке, которые используются для отсоса пограничного слоя, или нежелательного поступления воды в систему каналов всасывания, в которой используются эти отверстия.

Таким образом, целью настоящего изобретения является создание конструкции части летательного аппарата, в которой предотвращалось бы замерзание и, соответственно, блокирование отверстий.

В соответствии с изобретением эта цель достигнута за счет того, что указанная часть летательного аппарата имеет конструкцию, состоящую из двух стенок, внутренней и внешней, и в пространстве между этими стенками размещаются перегородки, которые расположены по отношению к частям стенок таким образом, что формируются чередующиеся воздуховоды повышенного давления и воздуховоды всасывания, причем первые зоны внешней стенки, относящиеся к воздуховодам всасывания, имеют большую площадь по сравнению со вторыми зонами внешней стенки, которые относятся к воздуховодам повышенного давления, и при этом воздуховоды повышенного давления могут быть соединены с помощью управляющего устройства к источнику горячего воздуха, а воздуховоды всасывания могут быть подсоединены к источнику разрежения.

Часть летательного аппарата, выполненная в соответствии с изобретением, обеспечивает достижение указанной цели за счет того, что сжатый горячий воздух, например, воздух, отбираемый из двигателя летательного аппарата, подается в воздуховоды повышенного давления и выходит в окружающую среду через отверстия во вторых зонах внешней стенки. Поскольку площадь вторых зон гораздо меньше, чем площадь первых зон внешней перфорированной стенки, которые соединяются с воздуховодами всасывания, то достаточное тепло может быть доставлено к внешней стенке без ухудшения эффективности работы системы отсоса пограничного слоя.

Предпочтительный вариант реализации изобретения характеризуется тем, что перегородки между стенками формируются из одного листа, имеющего трапецеидальное рифление, причем основания трапеций прилегают поочередно к внешней и внутренней стенкам части летательного аппарата и имеют отверстия, которые сообщаются с отверстиями во внешней стенке. Достоинства такой конструкции перегородок прежде всего относятся к технологии производства, поскольку один элемент, а именно один лист с трапецеидальным рифлением, формирует все воздуховоды повышенного давления и всасывания и кроме того обеспечивает необходимую жесткость всей конструкции. Крепление листа с трапецеидальным рифлением в пространстве между внутренней и внешней стенками может осуществляться с помощью известных в технике крепежных средств таких, как заклепки, сварка, пайка и другие средства.

Другой вариант реализации изобретения содержит открытую сторону трапецеидального контура листа с трапецеидальным рифлением, которая в несколько раз длиннее, чем закрытое основание. Такая конструкция листа с трапецеидальным рифлением обеспечивает создание простой конструкции части летательного аппарата, в которой сформированные воздуховоды всасывания, определяющие первые зоны внешней стенки, сообщаются с гораздо большей площадью, содержащей отверстия внешней стенки. Иными словами, непосредственный отсос пограничного слоя воздуховодами всасывания может осуществляться на гораздо большей части внешней стенки.

В соответствии с другим вариантом реализации изобретения в линиях, подходящих к воздуховодам всасывания или воздуховодам повышенного давления, используются управляемые клапаны, с помощью которых устройство управления может устанавливать разрежение в воздуховодах всасывания. Когда на внешней обшивке скапливаются значительные количества воды, будь то в результате дождя или таяния льда, такая конструкция предотвращает засасывание воды в трубопровод всасывания из-за значительного разрежения в воздуховодах всасывания, и может быть предотвращено образование льда на отверстиях поверхностей всасывания. Также можно измерять соответствующими датчиками количество воды, скапливающееся на внешней обшивке, и передавать соответствующие сигналы для управления разрежением в устройство управления.

На чертеже иллюстрируется вариант реализации изобретения. На чертеже представлен схематический вид поперечного сечения крыла летательного аппарата.

Показана только зона воздушного потока крыла 1. Двухслойная обшивка крыла состоит из внешней стенки 4 и внутренней стенки 6. На стороне повышенного давления во внешней стенке 4 имеются микроотверстия 3. Микроотверстия 3 выполнены по всей ширине крыла (не показано). В пространстве 5 между внешней стенкой 4 и внутренней стенкой 6 установлен лист 2 с трапецеидальным рифлением. Длина открытой стороны 29 трапецеидальной фигуры листа 2 с трапецеидальным рифлением в несколько раз превышает длину закрытой стороны 28. Закрытые стороны 28 листа 2 с трапецеидальным рифлением опираются на внутренние поверхности внешней стенки 4 и внутренней стенки 6. Части листа 2 с трапецеидальным рифлением, опирающиеся на внутреннюю поверхность внешней стенки 4, имеют отверстия, которые сообщаются с микроотверстиями 3 во внешней стенке 4.

Таким образом, лист 2 с трапецеидальным рифлением или система его перегородок формирует прилегающие воздуховоды, которые суживаются в направлении внешней стенки 4, причем отверстия в сторонах трапеций листа 2 сообщаются с микроотверстиями, и между этими воздуховодами образуются другие воздуховоды, внешние стенки которых непосредственно формируются перфорированной стенкой 4. Эти последние воздуховоды - это воздуховоды всасывания, которые обозначены ссылочной позицией 22 и которые соединяются с зонами А поверхности с микроотверстиями внешней стенки 4. Воздуховоды, которые суживаются в направлении к внешней стенке 4, являются воздуховодами 21 повышенного давления, которые сообщаются с зоной В поверхности с микроотверстиями через отверстия в листе 2 с трапецеидальным рифлением.

Воздуховоды 22 всасывания объединяются линиями 12 всасывания и соединяются через соответствующий трубопровод S всасывания с источником U, создающим пониженное давление. В трубопроводе всасывания имеется запорный клапан 14. Воздуховоды 21 повышенного давления объединяются линиями 11 повышенного давления и соединяются через соответствующий трубопровод Р повышенного давления с источником W горячего воздуха. В трубопроводе Р повышенного давления имеется управляемый запорный клапан 13, который может быть активирован устройством управления по линии 15 управления. Наконец, в этом варианте реализации изобретения также используется шунтирующая линия между трубопроводом S всасывания и трубопроводом Р повышенного давления, в которой имеется управляемый клапан 16, который может быть активирован устройством 20 управления по линии 12 управления.

В установившемся режиме полета, при котором отсутствует образование льда или избыточное количество воды, которая может попадать на внешнюю обшивку из окружающей среды, управляемый клапан 13 закрыт, и клапан 16 шунтирующей линии может быть дополнительно открыт так, что осуществляется отсос пограничного слоя из зоны А и дополнительно также и из зоны В, через воздуховоды 22 и 21 всасывания и две линии 12 и 11 всасывания в направлении источника U, создающего разрежение.

Как только возникает опасность образования льда или накопления избыточного количества воды на внешних поверхностях крыла, управляемый клапан 13 открывается, а запорный клапан 14 закрывается так, что горячий воздух, который может отбираться, например, из двигателя летательного аппарата, подается из источника Р горячего воздуха по трубопроводу 11 повышенного давления и, при необходимости, по линии 12 в воздуховоды 21 и 22 повышенного давления, из которых он выпускается в окружающую среду через микроотверстия в зонах А и В. При таком устройстве запорный клапан 13 должен быть регулируемым так, чтобы не слишком большое количество сжатого воздуха вводилось в воздуховоды 21 и 22 повышенного давления для предотвращения нарушения пограничного слоя на внешней поверхности крыла. Управление клапанами 13 и 14 может осуществляться синхронно и дополнительно может поддерживаться работой клапана 16 шунтирующей линии.

Также следует иметь в виду, что ссылочные обозначения в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничивающие ее объем.

Перечень ссылочных обозначений:

1 - крыло

2 - перегородки (лист с трапецеидальным рифлением)

3 - микроотверстия

4 - внешняя стенка (крыла)

5 - пространство между стенками

6 - внутренняя стенка

11 - линия повышенного давления

12 - линия всасывания

13 - регулирующий клапан

14 - обратный клапан

15 - линия управления

16 - клапан шунтирующей линии

20 - устройство управления

21 - воздуховоды повышенного давления

22 - воздуховоды всасывания

28 - основание листа с трапецеидальным рифлением

29 - открытая сторона листа с трапецеидальным рифлением

1. Часть летательного аппарата, обтекаемая потоком окружающего воздуха, в частности крыло, с отверстиями во внешней обшивке для отсоса пограничного слоя, которая имеет конструкцию, содержащую две стенки и перегородки, размещаемые в пространстве между внешней и внутренней стенками так, что они формируют зоны (А, В) стенок и примыкают друг к другу таким образом, что формируются чередующиеся воздуховоды повышенного давления и воздуховоды всасывания, причем первые зоны (А) внешней стенки, относящиеся к воздуховодам всасывания, имеют большую площадь по сравнению со вторыми зонами (В), которые относятся к воздуховодам повышенного давления, и при этом воздуховоды повышенного давления подсоединены с помощью устройства управления к источнику горячего воздуха (W), а воздуховоды всасывания подсоединены к источнику (U), создающему разрежение.

2. Часть летательного аппарата по п.1, в которой перегородки сформированы из одного листа, имеющего трапецеидальное рифление, причем основания трапеций прилегают поочередно к внешней и внутренней стенкам части летательного аппарата и имеют отверстия, которые сообщаются с отверстиями во внешней стенке.

3. Часть летательного аппарата по п.2, в которой открытая сторона контура трапеции листа с трапецеидальным рифлением в несколько раз длиннее закрытой стороны.

4. Часть летательного аппарата по пп.1-3, в которой в линиях, подходящих к воздуховодам всасывания или воздуховодам повышенного давления, установлены управляемые клапаны, с помощью которых устройство управления может устанавливать разрежение в воздуховодах всасывания.

5. Часть летательного аппарата по п.4, в которой один из управляемых клапанов является клапаном давления, а другой управляемый клапан является обратным клапаном, причем оба клапана соединены с устройством управления так, что по мере необходимости осуществляется попеременное соединение воздуховодов повышенного давления и воздуховодов всасывания.

6. Часть летательного аппарата по п.1, в которой между линией повышенного давления и линией всасывания установлен дополнительный управляемый клапан, используемый в качестве шунтирующего клапана, с помощью которого осуществляется попеременное соединение первой зоны (А) и второй зоны (В) с системой повышенного давления или с системой всасывания.

7. Часть летательного аппарата по пп.5 и 6, в которой управление клапаном давления и обратным клапаном осуществляется синхронно, причем управление поддерживается клапаном шунтирующей линии.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к судо-, авиа- и ракетостроению, к области изготовления корпусов артиллерийских снарядов, а также к области изготовления узлов машин и механизмов и строительства стационарных сооружений, подвергаемых воздействию скоростных потоков среды, и служит для увеличения скорости и повышения экономичности судов (подводных, надводных), самолетов, ракет и дирижаблей, увеличения дальнобойности артиллерийских систем, а также для увеличения скорости потоков (при одновременном уменьшении энергозатрат).

Изобретение относится к водному транспорту, судостроению и касается технологии снижения поверхностного трения при движении транспортных устройств в водной среде.

Изобретение относится к судо-, авиа- и ракетостроению, а также к области изготовления корпусов артиллерийских снарядов и служит для увеличения скорости и повышения экономичности подводных судов, самолетов, ракет и дирижаблей, увеличения дальнобойности артиллерийских систем.

Изобретение относится к судостроению, авиастроению и может использоваться для создания судов и самолетов с уменьшенным сопротивлением внешней среды их движению. .

Изобретение относится к судостроению и касается разработки способа замены трения скольжения трением качения объекта, движущегося в жидкой среде. .

Изобретение относится к способу и устройству управления турбулентностью потока, ограниченного стенкой. .

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 авиации и касается технологии управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, преимущественно малого удлинения, предназначенной для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Изобретение относится к авиастроению, ракетной технике и двигателестроению. .

Изобретение относится к системам управления пограничным слоем на поверхности объектов, движущихся в газовой среде, и предназначено для предотвращения отрыва потока от элементов конструкции объектов, например, летательных аппаратов.

Изобретение относится к системам всасывания для отсоса пограничного слоя на летательном аппарате

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

Наверх