Способ снижения лобового сопротивления круглого цилиндра при поперечном обтекании за счет установки пластин вблизи тела Российский патент 2020 года по МПК F15D1/00 

Изобретение относится к механике жидкости и газа, а именно к способу снижения лобового сопротивления круглых конструкций, таких как: цилиндрические провода, газопроводы, нефтепроводы, опоры мостов, стойки шасси и подкосы крыльев самолетов, стойки ветроэнергетических установок, различные башни или вертикальные трубы.

Известен способ снижения лобового сопротивления клюшки для гольфа (US 2006/0014588 А1, МПК А63В 53/10, А63В 60/00, http://patents.google.com/patent/US20060014588A1/en?oq=us+2006%2f0014588A1), имеющей в поперечном сечении форму круглого цилиндра. Снижение сопротивления достигается благодаря установке по всей длине клюшки Т-образной разделительной пластины, позволяющей уменьшить или устранить вихревые турбулентности на поверхности тела, а также минимизировать крутящий момент.

Недостатком данного способа является высокая конечная стоимость изделия, т.к. разделительная пластина, чтобы не слишком сильно увеличивать вес устройства, должна быть изготовлена из композитных материалов.

Наиболее близким к предложенному решению является следующий способ снижения лобового сопротивления (RU 2186265 С1, МПК F15D 1/12, опубл. 27.07.2002). Изобретение относится к судо-, авиа- и ракетостроению и представляет собой обтекатель, содержащий конический отклонитель потока, установленный в носовой части корпуса. Обтекатель устанавливается, так, что полностью закрывает носовую часть, а между отклонителем и корпусом образуется эжекционный канал. Скорость потока среды, выбрасываемого из эжекционного канала, соизмерима со скоростью движения тела, дополнительно происходит отсос пограничного слоя и тем самым, устраняются причины возникновения крупномасштабных завихрений и уменьшается турбулентное сопротивление.

Недостатком данного способа является сложность конструкции.

Предлагаемый в изобретении способ снижения сопротивления относится ко всем цилиндрическим телам, имеющим в поперечном сечении форму круга и обтекаемых поперечным потоком. Для достаточно удлиненных тел можно поперечное обтекание тела рассматривать в двумерном случае. В данной работе поперечное обтекание цилиндрического тела рассматривается в двумерном случае. Зная направление набегающего потока вблизи круглого цилиндра (фиг. 1), возможно установить плоские отклонители потока так, чтобы создавался плоский сужающийся канал между отклонителем потока и цилиндром. Поток воздуха, двигаясь по наружной стенке цилиндра попадает в канал между плоским отклонителем и самой поверхностью цилиндра. За счет сужения канала скорость течения увеличивается, что приводит к увеличению кинетической энергии потока, проходящего между поверхностью отклонителя и цилиндра, создавая, таким образом конфузорный эффект. Поток, выбрасываемый из канала продолжает движение по внешней стенке круглого цилиндра и смещает точку отрыва S (фиг. 1) потока вдоль поверхности цилиндра к его задней точке В (фиг. 1). Щель, необходимая для ускорения потока составляет приблизительно 0,1d, где d - диаметр цилиндра. Хорда плоских отклонителей потока составляет приблизительно 0,5d (фиг. 1).

Технический результат предлагаемого изобретения - снижение лобового сопротивления конструкции тел, имеющих в поперечном сечении круглую форму, за счет установки дополнительных плоских отклонителей потока.

Все представленные варианты расположения плоских отклонителей потока позволяют снизить лобовое сопротивление круглого тела, а, следовательно, и нагрузку на конструкцию.

Технический результат достигается благодаря тому, что согласно способу снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающегося в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, вблизи тела располагают плоский отклонитель потока в виде пластины с хордой равной радиусу цилиндра, причем пластину устанавливают перед цилиндром под меридиональным углом θ₁=[35; 45] град и углом атаки δ₁=[-15; -25] град.

Технический результат достигается и за счет того, что согласно способу снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающийся в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, вблизи тела располагают плоские отклонители потока в виде пластин с хордой равной радиусу цилиндра, причем устанавливают две пластины симметрично перед цилиндром под меридиональными углами θ₁=±40 град и углами атаки δ₁=±[15; 25] град.

Технический результат достигается и за счет того, что согласно способу снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающийся в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, вблизи тела располагают плоские отклонители потока в виде пластин с хордой равной радиусу цилиндра, причем устанавливают четыре пластины - две передние пластины располагают симметрично относительно горизонтальной оси цилиндра под углами θ₁=±40 град, δ₁=±20 град, а задние пластины располагают симметрично под углами θ₂=±140 град, δ₂=±[20; 25] град.

Изобретение поясняется чертежами, где

на фиг. 1 - изображена схема расположения одной пластины вблизи круглого цилиндра по первому варианту;

на фиг. 2 - изображена схема расположения двух пластин, расположенных симметрично относительно горизонтальной оси, вблизи круглого цилиндра по второму варианту;

на фиг. 3 - изображена схема расположения четырех пластин вблизи круглого цилиндра по третьему варианту.

1) В ряде конструкций, таких как кабели, кабель-тросы и тросы, которые обтекаются потоком одного направления, возможно применение облегченного метода: установки одной пластины вблизи тела. Расположение одной пластины приведено на фиг. 1, где θ₁ - меридиональный угол установки пластины, отсчитанный от передней критической точки А до задней кромки пластины, град, δ₁ - угол атаки пластины, отсчитанный от горизонтальной оси цилиндра до плоскости хорд пластины. Предлагается следующая компоновка: меридиональный угол установки пластины изменяется в диапазоне θ₁=[35;45] град, угол атаки изменяется в диапазоне δ₁=[-15;-25] град.

2) Второй вариант предполагает симметричную установку двух пластин впереди тела (фиг. 2), где θ₁ - меридиональный угол установки передних пластин, отсчитанный от передней критической точки А до задней кромки пластин, град, δ₁ - угол атаки передних пластин, отсчитанный от горизонтальной оси цилиндра до плоскости хорд пластин, град. Предлагается следующая компоновка: меридиональный угол установки пластины изменяется в диапазоне θ₁=±40 град, угол атаки изменяется в диапазоне δ₁=±[15; 2 5] град. Передние пластины располагаются симметрично относительно горизонтальной плоскости симметрии цилиндра (фиг. 2).

3) Третий вариант предполагает установку четырех пластин вблизи цилиндра (фиг. 3) где θ₁ - меридиональный угол установки передних пластин, отсчитанный от передней критической точки А до задней кромки передних пластин, град, θ₂ - меридиональный угол отклонения задних пластин, отсчитанный от передней точки А до задней кромки задних пластин, град, δ₁ - угол атаки передних пластин, отсчитанный от горизонтальной оси до плоскости хорд, град, δ₂ - угол атаки задних пластин, отсчитанный от горизонтальной оси до плоскости хорд, град. По третьему варианту предлагается следующая компоновка: меридиональный угол установки передних пластин изменяется в диапазоне θ₁=±40 град, угол атаки передних пластин изменяется в диапазоне δ₁=±20 град, меридиональный угол установки задних пластин изменяется в диапазоне θ₁=±140 град, угол атаки задних пластин изменяется в диапазоне δ₂=[20; 25] град. Передние и задние пластины располагаются симметрично относительно горизонтальной плоскости симметрии цилиндра (фиг. 3).

Схемы, изображенные на фиг. 1-3, применимы в области авиации для элементов летательных аппаратов, имеющих круглую форму поперечного сечения. За счет снижения лобового сопротивления элементов летательного аппарата, возможно увеличить аэродинамическое качество летательного аппарата в целом и таким образом повысить экономическую эффективность изделия. Уменьшение лобового сопротивления нефти- и газопроводов, испытывающих воздействие подводных течений, позволит снизить погонные нагрузки на трубопроводы и повысить их экономичность.

Теоретические и экспериментальные результаты применения пластин для снижения лобового сопротивления представлены в табл. 1. Для сравнения также приводятся значения для изолированного цилиндра без пластин.

Математическое моделирование и экспериментальные исследования показали, что по сравнению с изолированным цилиндром, при соответствующем расположении плоских отклонителей потока, возможно, достичь снижения лобового сопротивления приблизительно на 40%.

Изобретение относится к механике жидкости и газа, а именно к способу снижения лобового сопротивления круглых конструкций, таких как: цилиндрические провода, газопроводы, нефтепроводы, опоры мостов, стойки шасси и подкосы крыльев самолетов, стойки ветроэнергетических установок, различные башни или вертикальные трубы. Предлагается следующая компоновка: меридиональный угол установки пластины изменяется в диапазоне θ₁=[35;45] град, угол атаки изменяется в диапазоне δ₁=[-15;-25] град. Также предлагается компоновка: меридиональный угол установки пластины изменяется в диапазоне θ₁=±40 град, угол атаки изменяется в диапазоне δ₁=±[15;25] град. Передние пластины располагаются симметрично относительно горизонтальной плоскости симметрии цилиндра. По третьему варианту предлагается следующая компоновка: меридиональный угол установки передних пластин изменяется в диапазоне θ₁=±40 град, угол атаки передних пластин изменяется в диапазоне δ₁=±20 град, меридиональный угол установки задних пластин изменяется в диапазоне θ₁=±140 град, угол атаки задних пластин изменяется в диапазоне δ₂=[20; 25] град. Передние и задние пластины располагаются симметрично относительно горизонтальной плоскости симметрии цилиндра. Технический результат предлагаемого изобретения - снижение лобового сопротивления конструкции тел, имеющих в поперечном сечении круглую форму, за счет установки дополнительных плоских отклонителей потока. 3 н.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Способ снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающийся в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, отличающийся тем, что вблизи тела располагают плоский отклонитель потока в виде пластины с хордой, равной радиусу цилиндра, причем пластину устанавливают перед цилиндром под меридиональным углом θ₁=[35; 45] град и углом атаки δ₁=[-15; -25] град.

2. Способ снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающийся в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, отличающийся тем, что вблизи тела располагают плоские отклонители потока в виде пластин с хордой, равной радиусу цилиндра, причем устанавливают две пластины симметрично перед цилиндром под меридиональными углами θ₁=±40 град и углами атаки δ₁=±[15; 25] град.

3. Способ снижения лобового сопротивления круглого цилиндра, заключающийся в установке вблизи него плоских отклонителей потока с возможностью создания канала, в котором, благодаря конфузорному эффекту, поток может ускоряться, смещая точку отрыва вдоль поверхности назад по потоку, отличающийся тем, что вблизи тела располагают плоские отклонители потока в виде пластин с хордой, равной радиусу цилиндра, причем устанавливают четыре пластины - две передние пластины располагают симметрично относительно горизонтальной оси цилиндра под углами θ₁=±40 град, δ₁=±20 град, а задние пластины располагают симметрично под углами θ₂=Δ140 град, δ₂=±[20; 25] град.