СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СРЫВОМ ПОТОКА Российский патент 1999 года по МПК B64C21/10 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в устройствах для управления срывом потока на поверхности прямого крыла.

Известно техническое решение, в котором для управления срывом потока с твердой поверхности при увеличенных углах отклонения или наклонения применяют элемент, вызывающий возмущение потока на твердой поверхности, приводимый активным приводом при определенной частоте в зависимости от скорости воздушного потока, но независимо от местных колебаний, существующих в потоке, для того, чтобы вызвать колебания перемещений в пограничном слое текущей среды, перпендикулярно твердой поверхности с целью увеличения перемешивания пограничного слоя с потоком текущей среды на внешней стороне пограничного слоя /1/.

Недостатком данного решения является необходимость постоянного расхода энергии на создание непрерывных колебаний управляющего элемента.

За прототип выбрано устройство - регулятор положения точки отрыва потока, предназначенный для создания завихрений в пограничном слое и определения места отрыва потока от поверхности /2/. Турбулизатор представляет собой выдвижной стержень, выступающий за обшивку тела в набегающий воздушный поток. В аэродинамической "тени" турбулизатора расположен датчик вихрей, через процессор связанный с приводом турбулизатора. Процессор сопоставляет сигнал датчика с параметрами потока, записанными в памяти, и через привод выдвигает турбулизатор на высоту, необходимую для создания оптимального спектра обтекания.

Недостатком прототипа является то, что указанное устройство устанавливается перед линией отрыва и позволяет создать оптимальный спектр обтекания только в следе (в "аэродинамической тени") за стержнем, а не по всей ширине (всему размаху) области отрыва.

Задачей изобретения является увеличение подъемной силы и управление аэродинамическими характеристиками крыла.

Поставленная задача достигается благодаря способу, по которому воздействие осуществляют с использованием нескольких выдвигающихся элементов, установленных внутри области отрыва потока, вдоль всего размаха крыла параллельно передней кромке крыла на линии растекания трехмерного возвратного течения.

Указанные признаки не выявлены в других технических решениях при изучении уровня данной области техники и, следовательно, решение является новым и имеет изобретательский уровень.

На фиг. 1 изображена схема возвратного течения на поверхности крыла при срыве потока; на фиг. 2 - присоединенное течение на части крыла после установки одного выступа; на фиг. 3 - присоединенное течение потока на всем крыле после установки выступов.

Для пояснения осуществления способа на чертежах показано: прямое крыло 1, выступающие элементы 2, размещенные вдоль крыла параллельно его передней кромки и на расстоянии друг от друга. Линия срыва потока 3, линия растекания потока 4, линии возвратного течения 5 на поверхности крыла 1 при срыве потока, линии присоединенного течения 6 после установки выступающих элементов 2, электрические датчики 7, измеряющие статическое давление потока на поверхности обтекания, ось момента вращения 8, возникающего при присоединении потока на части крыла. Электрические датчики 7 через процессор связаны с приводом выдвигаемых элементов (не показано).

Указанный способ управления срывом потока основан на результатах экспериментальных исследований картины течения при срыве потока, которые показали, что над крылом 1 в области срыва потока 3 возникают два крупномасштабных вихря 5, вращающихся в противоположные стороны в плоскости крыла, под влиянием которых поток на поверхности крыла движется от задней кромки крыла к передней, а затем растекается по линии растекания 4 от центра к краям крыла (см. фиг. 1). Элементы 2, дифференцированно выдвигаемые, установленные на этой линии растекания 4, вносят дополнительные возмущения в течение в зависимости от их количества и позволяют добиться присоединения потока, как на части (см. линии 6 фиг. 2), так и на всей поверхности крыла 1 (см. линии 6 фиг. 3). Если присоединить поток только на части крыла (фиг. 2), то подъемная сила в присоединенном течении возрастает, что приводит к появлению момента, вращающего крыло вокруг продольной оси 8. Это явление можно использовать для управления положением крыла в пространстве. Если присоединить поток на всей поверхности крыла (фиг. 3), то это значительно повышает его подъемную силу.

Процессор (не показано) непрерывно анализирует состояние течения на крыле на основании сигналов, поступающих от электрических датчиков давления и после возникновения срыва потока выдвигает такое количество элементов, которое необходимо для присоединения потока.

Экспериментальные исследования по управлению срывом потока, проведенные в аэродинамической трубе на моделях крыльев различного удлинения подтверждают эффективность предложенного способа.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в устройствах для управления срывом потока на поверхностях типа прямого крыла. Предлагается осуществлять воздействие на поток посредством нескольких выдвигающихся элементов, отстоящих друг от друга и установленных внутри области отрыва потока вдоль всего размаха крыла параллельно передней кромке крыла на линии растекания трехмерного возвратного течения. Воздействие осуществляют с учетом результата измерения состояния обтекания потоком аэродинамической поверхности с использованием датчиков. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы и эффективности управления. 3 ил.

Способ управления срывом потока на аэродинамической поверхности прямого крыла, включающий измерение состояния обтекания потоком аэродинамической поверхности с использованием датчиков и воздействие на поток посредством выдвигающихся элементов, отстоящих друг от друга, отличающийся тем, что воздействие осуществляют с использованием нескольких выдвигающихся элементов, установленных внутри области отрыва потока, вдоль всего размаха крыла, параллельно передней кромке крыла, на линии растекания трехмерного возвратного течения.