Настоящее изобретение относится к способу борьбы с обледенением передней кромки аэродинамических поверхностей летательного аппарата, например крыльев, хвостовых оперений или гондол двигателей.
Известно, что если требуется предотвращение образования льда или удаление уже образовавшегося льда, то обледенение передней кромки таких аэродинамических поверхностей предотвращают путем нагревания горячим воздухом под давлением, отбираемым, по меньшей мере, от одного из двигателей летательного аппарата и передаваемым во внутрь упомянутой передней кромки по контуру циркуляции воздуха под давлением.
Для этого такая аэродинамическая поверхность, например, содержит известным образом: полую переднюю кромку, закрытую сзади внутренней перегородкой (или рамой), соединяющей нижнюю поверхность и верхнюю поверхность упомянутой передней кромки; по меньшей мере, одно отверстие, предназначенное для того, чтобы установить сообщение упомянутой передней кромки с внешним пространством; и, по меньшей мере, один трубопровод для подачи горячего воздуха, который можно соединять, с одной стороны, с контуром циркуляции горячего воздуха под давлением, а с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором, посредством которого инжектируют поток горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку.
Таким образом, упомянутый поток горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке, нагревая ее до выхода наружу через упомянутое отверстие для сообщения.
На практике в известной противообледенительной системе, подобной этой, сталкиваются с проблемой, заключающейся в том, что скорость потока и температура горячего воздуха, отбираемого от упомянутого двигателя, изменяются в значительной степени в зависимости от выходной мощности двигателя; например, когда летательный аппарат находится в режиме ожидания на земле и выходная мощность двигателя низкая, скорость потока и температура упомянутого горячего воздуха, отбираемого от двигателя, также находятся на низком уровне, тогда как при наборе высоты летательным аппаратом выходная мощность двигателя высокая и скорость потока и температура упомянутого горячего воздуха, отбираемого от двигателя, также имеют высокие значения.
Известная противообледенительная система, подобная этой, должна быть эффективной в обоих предельных случаях, упомянутых выше. Из этого следует, что если упомянутая противообледенительная система конструктивно спроектирована эффективной при низкой выходной мощности, упомянутая передняя кромка может быть повреждена, если не разрушена, при высоких выходных мощностях упомянутого двигателя.
Для решения этой проблемы можно, конечно, использовать жаростойкие материалы для изготовления, по меньшей мере, части передней кромки или действительно предусмотреть конструктивное ее усиление. Однако такое решение было бы дорогостоящим в дополнение к тому, что была бы увеличена масса упомянутой передней кромки.
Целью настоящего изобретения является преодоление упомянутых выше недостатков простым и эффективным образом.
Для этого согласно настоящему изобретению создан способ защиты полой передней кромки аэродинамической поверхности летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха, используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри упомянутой передней кромки, при этом упомянутую переднюю кромку закрывают сзади перегородкой, соединяющей верхнюю поверхность и нижнюю поверхность упомянутой передней кромки, а упомянутый горячий воздух, используемый для борьбы с обледенением, отбирают, по меньшей мере, от одного двигателя упомянутого летательного аппарата, способ отличается тем, что, по меньшей мере, на одной из упомянутых поверхностей передней кромки перед упомянутой перегородкой воздействуют на поток текучей среды таким образом, чтобы вызвать переход последней из ламинарного состояния в турбулентное состояние.
Настоящее изобретение создано в результате следующих двух открытий, замеченных заявителем:
- при появлении горячих областей в такой передней кромке они располагаются вблизи соединения между упомянутыми внутренней перегородкой и поверхностями упомянутой передней кромки; и
- вблизи такого соединения поток текучей среды на упомянутых поверхностях передней кромки является ламинарным.
В соответствии с этим, воздействуя на упомянутый поток текучей среды перед упомянутой перегородкой (т.е. выше по потоку при рассмотрении этого потока текучей среды) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния в турбулентное состояние, значительно увеличивают коэффициент теплообмена между упомянутой передней кромкой и упомянутым потоком текучей среды перед упомянутыми горячими областями и на уровне упомянутых горячих областей, посредством чего обеспечивают возможность охлаждения и защиты упомянутой передней кромки в местах, чувствительных к чрезмерно высоким температурам.
Следует отметить, что на этапе взлета летательного аппарата поток текучей среды на упомянутой передней кромке тем более значителен, чем больше скорость летательного аппарата, и эффективность охлаждения упомянутой передней кромки повышается с увеличением этой скорости и, следовательно, с увеличением выходной мощности упомянутого двигателя. С другой стороны, при отсутствии потока текучей среды на передней кромке (летательный аппарат неподвижен на земле) или при слабом потоке текучей среды осуществление настоящего изобретения приводит к нейтральным результатам и борьба с обледенением остается оптимальной при этих условиях.
Если упомянутой аэродинамической поверхностью является крыло или хвостовое оперение, то обычно успешным является осуществление настоящего изобретения и на верхней поверхности, и на нижней поверхности упомянутой передней кромки.
С другой стороны, если упомянутой аэродинамической поверхностью является гондола двигателя, то обычно достаточным является осуществление настоящего изобретения только на верхней поверхности передней кромки, так как нижняя поверхность испытывает более слабые тепловые напряжения.
В особенно простом и успешном варианте исполнения настоящего изобретения поверхность (или поверхности) передней кромки делают шероховатой (или шероховатыми), по меньшей мере, частично. Это действие может быть выполнено дробеструйной обработкой (или любой другой аналогичной обработкой) упомянутой поверхности (или поверхностей).
Однако предпочтительно выполнить это посредством добавления шероховатой ленты, например, абразивного типа к упомянутой поверхности (или поверхностям) передней кромки, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке. Шероховатую ленту, например, как упомянутую ленту, можно легко устанавливать приклепыванием, сваркой, приклеиванием и т.д. Кроме того, использование такой ленты обладает тем преимуществом, что ее положение на передней кромке можно очень точно отрегулировать. Кроме того, применение такой ленты не оказывает влияния на процесс изготовления передней кромки и не требует ни материала какого-либо конкретного типа, ни конструктивного усиления для изготовления последней.
Настоящее изобретение, кроме того, относится к летательному аппарату, содержащему:
- по меньшей мере, один двигатель;
- по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность, снабженную передней кромкой, восприимчивой к обледенению, при этом упомянутая передняя кромка является полой и закрытой сзади перегородкой, соединяющей верхнюю поверхность и нижнюю поверхность упомянутой передней кромки; и
- по меньшей мере, один трубопровод для подачи горячего воздуха под давлением, соединенный с одной стороны с упомянутым двигателем и с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором, посредством которого инжектируют поток упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку таким образом, что упомянутый поток горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке, нагревая ее, и упомянутый летательный аппарат отличается тем, что, по меньшей мере, одна из упомянутых поверхностей упомянутой передней кромки является шероховатой перед упомянутой перегородкой, чтобы придавать потоку текучей среды на упомянутой поверхности турбулентность.
Предпочтительно шероховатость упомянутой поверхности начинается с того факта, что последняя несет шероховатую ленту, добавленную, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке.
Прилагаемыми чертежами пояснен способ осуществления настоящего изобретения. На чертежах одинаковыми номерами позиций обозначены сходные элементы.
На Фиг.1 изображен схематически поперечный разрез I-I на Фиг.2 передней кромки, усовершенствованной согласно настоящему изобретению;
на Фиг.2 - вид сверху передней кромки, представленной на Фиг.1.
В схематическом примере, представленном на Фиг.1 и 2, изображена передняя кромка 1 аэродинамической поверхности 2 летательного аппарата (не показан). Аэродинамической поверхностью 2 является, например, гондола двигателя M (не показан) упомянутого летательного аппарата.
Передняя кромка 1 является полой и она закрыта сзади перегородкой 3, соединяющей верхнюю поверхность 1E и нижнюю поверхность 1I упомянутой передней кромки.
Внутри аэродинамической поверхности 2 предусмотрен трубопровод 4 для подачи горячего воздуха под давлением, присоединенный с одной стороны к упомянутому двигателю M, от которого отбирают упомянутый горячий воздух (см. стрелку F). С другой стороны упомянутый трубопровод 4 присоединен сквозь перегородку 3 к инжектору 5, посредством которого поток горячего воздуха под давлением инжектируют в упомянутую переднюю кромку 1 (см. стрелку f). Упомянутый поток горячего воздуха циркулирует внутри упомянутой передней кромки 1, нагревая ее таким образом, чтобы исключить какого-либо образования льда на ее верхней поверхности 1E и/или на нижней поверхности 1I, а затем его выпускают в атмосферу через одно или более отверстий (не показаны).
Если выходная мощность двигателя M высокая, то скорость потока и температура потоков горячего воздуха F и f значительны и в упомянутой передней кромке 1 могут появиться горячие области 6 и/или 7 в месте соединения перегородки 3 с одной стороны и верхней поверхности 1E и/или нижней поверхности 1I передней кромки 1 с другой стороны.
В примере, представленном на Фиг.1 и 2, было принято, что горячая область 7 на уровне нижней поверхности 1I не может оказать какого-либо разрушающего воздействия на переднюю кромку 1 и, наоборот, горячая область 6 на уровне верхней поверхности 1E может вызвать повреждение и даже разрушение упомянутой передней кромки 1.
Также согласно настоящему изобретению на упомянутой верхней поверхности 1E перед перегородкой 3 устанавливают ленту 8 из шероховатого материала параллельно упомянутой перегородке. Фиксирование шероховатой ленты 8 на верхней поверхности 1E может быть выполнено любыми известными способами, например приклеиванием, установкой заклепок, сваркой и т.д. Шероховатая лента 8 может быть промышленным абразивным материалом известного типа, например на основе карбида кремния.
Благодаря наличию ленты 8 на верхней поверхности 1E поток текучей среды EF на последней переходит из ламинарного состояния EFL (перед лентой 8) в турбулентное состояние EFT (с переднего края ленты 8 и далее). Таким образом, на уровне горячей области 6 создают благоприятные условия тепловой конвекции между верхней поверхностью 1E и внешней окружающей средой, делая возможной защиту упомянутой верхней поверхности 1E от чрезмерно высоких температур.
Легко понять, что ширина ℓ ленты 8, расстояние D последней от перегородки 3, а также гранулометрия упомянутой шероховатой ленты являются параметрами, посредством которых можно очень точно регулировать действие упомянутой ленты на поток EF.
Кроме того, легко понять, что если горячая область 7 опасна для целостности передней кромки 1, то можно установить на нижней поверхности 1I шероховатую ленту, подобную ленте 8, добавленной к верхней поверхности 1E.
Изобретение относится к области авиации. Способ защиты полой передней кромки (1) аэродинамической поверхности (2) летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха (f), используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри передней кромки (1). Переднюю кромку (1) закрывают сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) передней кромки. Горячий воздух (f), используемый для борьбы с обледенением, отбирают от двигателя (М). На одной из поверхностей (1Е, 1I) передней кромки (1) перед упомянутой перегородкой (3) оказывают воздействие на поток текучей среды (EF) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния (EFL) в турбулентное состояние (EFT). Летательный аппарат характеризуется средствами подачи горячего воздуха от двигателя к передней кромке (1) аэродинамической поверхности (2). Изобретение направлено на усиление теплообмена и минимизации тепловых напряжений в передней кромке. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
1. Способ защиты полой передней кромки (1) аэродинамической поверхности (2) летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха (f), используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри упомянутой передней кромки (1), причем упомянутую переднюю кромку (1) закрывают сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) упомянутой передней кромки, а упомянутый горячий воздух (f), используемый для борьбы с обледенением, отбирают, по меньшей мере, от одного двигателя (М) упомянутого летательного аппарата, в котором, по меньшей мере, на одной из упомянутых поверхностей (1Е, 1I) передней кромки (1), перед упомянутой перегородкой (3), оказывают воздействие на поток текучей среды (EF) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния (EFL) в турбулентное состояние (EFT).
2. Способ по п.1, применяемый к аэродинамической поверхности (2) типа крыла или хвостового оперения, в котором упомянутое воздействие оказывают как на верхнюю поверхность (1Е), так и на нижнюю поверхность (II) упомянутой передней кромки (1).
3. Способ по п.1, применяемый к аэродинамической поверхности (2) типа гондолы двигателя, в котором упомянутое воздействие оказывают на верхнюю поверхность (1Е) упомянутой передней кромки.
4. Способ по п.1, в котором упомянутое воздействие состоит в придании, по меньшей мере, одной части упомянутой поверхности передней кромки (1) шероховатости.
5. Способ по п.4, в котором упомянутое воздействие состоит в добавлении шероховатой ленты (8) к упомянутой поверхности (1Е, 1I) передней кромки (1), по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке (3).
6. Способ по п.5, в котором упомянутая шероховатая лента (8) состоит из абразивного материала.
7. Летательный аппарат, содержащий:
по меньшей мере, один двигатель (М);
по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (2), снабженную передней кромкой (1), восприимчивой к обледенению, причем упомянутая передняя кромка (1) является полой и закрытой сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) упомянутой передней кромки; и
по меньшей мере, один трубопровод (4) для подачи горячего воздуха под давлением, соединенный, с одной стороны, с упомянутым двигателем (М), а, с другой стороны, по меньшей мере, с одним инжектором (5), посредством которого инжектируют поток (f) упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую переднюю кромку (1) таким образом, что упомянутый поток (f) горячего воздуха циркулирует в упомянутой передней кромке (1), нагревая ее, в котором, по меньшей мере, одна из упомянутых поверхностей (1Е, 1I) упомянутой передней кромки является шероховатой перед упомянутой перегородкой (3), таким образом, чтобы придать потоку текучей среды на упомянутой поверхности турбулентность.
8. Летательный аппарат по п.7, в котором упомянутая шероховатая поверхность несет шероховатую ленту (8), добавленную, по меньшей мере, по существу параллельно упомянутой перегородке (3).
| US 6354538 B1, 12.03.2002 | |||
| US 6267328 В1, 31.07.2001 | |||
| ПРЕДКРЫЛОК САМОЛЕТА С ВОЗДУШНЫМ ОБОГРЕВОМ | 1992 |
|
RU2083441C1 |
