Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса Российский патент 2020 года по МПК B64C21/06 G01M9/08 F15D1/12 

Изобретение относится к области гидрогазодинамики, в том числе к аэродинамике летательных аппаратов и авиации. Более точно изобретение применимо к телам вращения аэродинамической формы для регулирования потока текучей среды путем естественного распределения воздушных масс вблизи поверхности с помощью перфорированного участка с отверстиями комбинированной формы и каналом отсоса, расположенного ниже в полости. Может быть использовано при создании несущей поверхности горизонтального оперения летательного аппарата, с целью уменьшения сопротивления трения в пограничном слое.

Область применения - уменьшение турбулентных пульсаций и уменьшение сопротивления трения в пограничном слое с помощью конструкции перфорированной поверхности с отверстиями комбинированной геометрической формы, имеющей расположенные ниже полости с каналами отсоса.

Из области аэродинамики летательных аппаратов известно, что при движении тела вращения в текучей среде на аэродинамической поверхности в пограничном слое вследствие вязкости потока проявляется касательное напряжение, способствующее возникновению сил внутреннего вязкостного сопротивления трения, которые стремятся увеличить составляющую полного сопротивления - профильное сопротивление. В свою очередь, данный вид сопротивления стремится увеличить значение лобового сопротивления, влекущее за собой снижение аэродинамического качества, а следовательно, продолжительности и дальности движения тела вращения или летательного аппарата.

В результате актуальной задачей является уменьшение вязкостного сопротивления трения. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя - ламинарный режим течения текучей среды или турбулентный режим. При ламинарном режиме течения возникающие силы трения сравнительно малы вследствие небольших относительных скоростей газообразной и жидкой текучих сред потока непосредственно на обтекаемой поверхности. В свою очередь при образовании турбулентного режима течения в пограничном слое относительные скорости на аэродинамической поверхности увеличиваются, что влечет за собой возникновение турбулентных пульсаций, и как результат возникают соответствующие высокие величины сил трения.

В области аэрокосмической техники большие значения величин сил трения, и как результат потери на трение, не желательны. Поэтому целесообразными являются изыскания, основанные на управлении пограничным слоем вблизи пристенной поверхности с целью уменьшения сопротивления трения, организации ламинарного режима течения потока и, следовательно, изменения аэродинамических характеристик тела вращения, в том числе летательного аппарата.

В настоящее время применяют активные и пассивные устройства управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях. Применение активных устройств направлено на регулирующее и заданное воздействие на пограничный слой аэродинамической поверхности, то есть использование энергии основного потока. Пассивные устройства направлены на использование манипуляторов и моделирование пограничного слоя.

Применение пассивных устройств и дальнейшее их развитие ограничивается необходимостью использования внешних источников энергии - компрессоров, энергии двигателя и других, а также сложностью изготовления и стоимостью.

Таким образом, преимущественно управление пограничным слоем на аэродинамических поверхностях осуществляется с применением активных устройств. Традиционно к ним относятся:

- взлетно-посадочная механизация;

- отсос, выдув и сдув воздушных масс с несущей поверхности;

- использование микроэлектромеханических систем;

- создание риблетных поверхностей;

- использование устройств разрушения вихрей;

- создание податливых покрытий;

- совершенствование форм аэродинамических поверхностей.

В данной области техники широко известно, что на условия течения пограничного слоя текучей среды, обтекающей аэродинамическую поверхность, могут влиять устройства, совершенствующие внешнюю несущую поверхность тела вращения. Совершенствование формы внешней поверхности тела вращения позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления. Возникающее в результате меньшее поверхностное вязкостное трение в пограничном слое может привести к уменьшению лобового сопротивления, увеличению скорости движения в установившемся или неустановившемся воздушном потоке. Воздействие на структуру потока с помощью конструктивных особенностей обтекаемой поверхности позволит не только осуществлять организацию перехода турбулентного режима течения потока в ламинарный режим в пограничном слое, но и формировать желаемый режим течения в выбранной области с целью снижения пульсаций мгновенных скоростей и давления на аэродинамической поверхности твердого тела.

Известны различные устройства активного управления пограничным течением, которые основаны на совершенствовании формы внешней поверхности тела вращения. В частности, известно изобретение Тело аэродинамической формы. Летательный аппарат и способ уменьшения потерь на трение (патент № 2399555 RU; МПК: В64С 21/06; F15D 1/12; опубликовано 20.05.2009 бюл. №14), взятое за аналог, техническим решением которого является создание группы изобретений в виде тела аэродинамической формы, которое содержит регулирующие каналы с регулирующей частью. При этом летательный аппарат характеризуется выполнением обшивки в форме тела аэродинамической формы. В данном изобретении способ уменьшения потерь на трение на поверхности, обтекаемой текучей средой, характеризуется тем, что объемный поток текучей среды, автоматически регулируемый регулирующими каналами, удаляется с поверхности путем отсоса пограничного слоя через регулирующие каналы с использованием единственной камеры всасывания, так что пограничный слой потока текучей среды на поверхности, обтекаемой текучей средой, устойчиво поддерживается в ламинарном режиме.

Недостатки данного изобретения заключаются в том, что:

- не учитывается как распределяется на внешней поверхности тела аэродинамической формы предложенный способ уменьшения потерь на трение - по всей длине или только на конкретных участках поверхности, то есть нет конкретизации;

- сложность изготовления регулирующего канала, который характеризуется внутренней стенкой, имеющей остроконечные зубцы и в том числе рекомендуемый вариант - спираль;

- предложенное техническое решение не показывает, какой формы должны быть в планиметрии входная и выходная части, входящие в состав регулирующего канала тела аэродинамической формы;

- предложенная конструкция не регламентирует размеры регулирующей части между входной и выходной частями, в продольном и поперечном направлениях;

- не показано, куда впоследствии попадает поток текучей среды после перемещения в выходную часть канала нижнего слоя материала поверхности тела аэродинамической формы.

В изобретении Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля и устройство для его осуществления (патент № 2372251 RU; МПК: В64С 21/02; опубликовано 10.11.2009 бюл. №31), которое также взято за аналог, показано устройство управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, который содержит : внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха, выполненные в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов. Каналы соединяют полость с внешней средой. Канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели, или в виде трубчатых каналов. Канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5-15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку. На выходе из каналов вдува воздуха могут быть установлены сопловые приплюснутые поворотные насадки.

Недостатки аналога заключаются в следующем:

- нет детализации описания принципа работы, приплюснутого соплового поворотного насадка, установленного на выходе канала вдува воздуха на аэродинамическом профиле, который направлен на уменьшение сопротивления при обтекании его потоком;

- предложено выполнение каналов на спинке профиля в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~3% хорды профиля. При этом не описано обоснование применения данной формы каналов, а показан только факт улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и увеличение максимально допустимых углов атаки α при его маневрировании;

- предложенное устройство характеризуется невысоким значением коэффициента полезного действия вследствие небольшой разницы перепада давления в местах отсоса и выдува воздушного потока через каналы расположенные на верхней поверхности крыла.

В указанных выше решениях, аналогично и заявленному, используется принцип энергии текучей среды потока обтекающего аэродинамическую поверхность, но отличия есть в конструкции и достижении результата. Расхождение от вышеуказанных аналогов достигается эффективностью применения активного воздействия на пристенную несущую поверхность тела вращения, в том числе летательного аппарата, с помощью использования сочетания комбинированной геометрической формы двух отверстий или каналов на перфорированной поверхности и расположенным нижним слоем, образующим полости с согласованием гашения турбулентных пульсаций. При этом в полости организован выходной канал отсоса.

Наиболее близким к заявленному изобретению является конструкция внешней поверхности летательного аппарата, реализуемая активным устройством управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях, представленным в изобретении Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью (патент № 2656918 RU, МПК В64С 21/02; опубликовано 07.06.2018 бюл. №16). Данное изобретение наиболее близко по технической сущности и взято за прототип.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективности на воздействие пристенной турбулентности с целью снижения сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа.

В изобретении представлена перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью, содержащая наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности. Принципиальным отличием прототипа является то, что верхние и нижние несущие поверхности обшивки включают комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенными ниже глухими демпфирующими полостями.

Обшивка крыла и горизонтального оперения хвостовой части летательного аппарата представлены комбинированной перфорацией с наличием отверстий различной геометрии, которые направлены вдоль передней кромки крыла и хвостового стабилизатора. При этом отверстия в перфорированной поверхности могут иметь сочетание сложных и простых фигур, а именно их комбинацию с линейным и послойным расположением на аэродинамической поверхности.

Эффективность рассматриваемой конструкции существенно зависит от размеров и вариантов сочетания разных по геометрической форме перфорационных отверстий, а также размеров демпфирующей полости. Если учесть оптимальное месторасположение каналов или отверстий вдува и выдува для одного режима обтекания профиля, то на другом режиме устройство будет работать менее эффективно и безотрывное обтекание вблизи несущей поверхности профиля летательного аппарата обеспечить будет сложно. Если же попытаться найти некое усредненное количество отверстий на всем протяжении обшивки летательного аппарата, то во время полета система безотрывного обтекания будет работать крайне неустойчиво и аэродинамическое качество летательного аппарата будет постоянно меняться. Что, в свою очередь, может отрицательно повлиять на управляемость, экономичность и безопасность полета летательного аппарата. Поэтому данное изобретение требует дополнительного уточнения и развития.

Таким образом, известные технические решения обеспечивают управление пограничным слоем с помощью активного воздействия на пристенную несущую поверхность тела вращения в виде аэродинамической формы или летательного аппарата с целью уменьшения турбулентных пульсаций и снижения потерь на трение в пограничном слое.

Новое техническое решение направлено на уменьшение сопротивления трения, а также на совершенствование аэродинамической поверхности тела вращения, представленной твердым телом с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и расположенным ниже в полости каналом отсоса.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение эффективности воздействия на пристенную турбулентность в пограничном слое с целью снижения сопротивления трения на обтекаемой поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа. При этом тело вращения может быть рассмотрено как абсолютно твердое тело с точки зрения механики гидрогазодинамики. Кроме того, результатом изобретения является то, что обеспечивается улучшение аэродинамических характеристик поверхности тела вращения, способствующие снижению лобового сопротивления, без дополнительных энергозатрат тягового или вспомогательного двигателя.

Данное техническое решение направлено на достижение следующих целей:

- обеспечение конструкции тела вращения, представленную перфорированной внешней несущей поверхностью, которая характеризует наличие двух отверстий комбинированной геометрической формы с расположенной ниже полостью, имеющей канал отсоса, удовлетворяющую компенсированию изменения давления на внешней поверхности и обеспечению циркуляции потока по соответствующим каналам отсоса с целью стабилизации, а, следовательно, и ламинаризации течения текучей среды на поверхности твердого тела;

- обеспечение конструкции обшивки тела вращения с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, которая позволит использовать естественную энергию состояния потока, прилегающего к пристенной области аэродинамической поверхности, для управления или затягивания ламинарно-турбулентного перехода вблизи несущих участков твердого тела;

- обеспечение управления пограничным слоем с целью уменьшения турбулентных пульсаций и уменьшения сопротивления трения в пограничном слое с помощью конструкции перфорированной поверхности с двумя отверстиями разной геометрической формы, имеющей расположенную ниже полость с каналом отсоса.

Для решения вышеуказанных задач создано изобретение - перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса.

Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и выходным каналом отсоса содержит специальную конструкцию послойно чередующихся элементов. Предлагаемый в изобретении участок тела вращения содержит на внешней поверхности каналы, представленные сквозными отверстиями разной геометрической формы, служащие для регулирования потока внешней текучей среды. При этом под внешней поверхностью расположен слой чередующихся полостей с одним выходным каналом отсоса.

Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности. При этом внешняя поверхность корпуса тела вращения включает комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже полости.

Принципиальным отличием предлагаемого изобретения является то, что в нижней части полостей дополнительно устроены каналы отсоса. Отличительным признаком выходного канала, предназначенного для отсоса части воздушных масс из полости, является возможность регулирования количества текучей среды в полости с целью ламинаризации потока пограничного слоя вблизи корпуса тела вращения. При этом часть потока возвращается на внешнюю поверхность тела вращения из полости, а другая часть через канал отсоса в систему отбора с максимально возможным давлением, что достигается ростом скорости движения тела вращения. Данный отличительный признак изобретения позволяет использовать конструкцию участка тела вращения без необходимости применения дополнительных энергозатрат при высоких скоростях движения в воздушном потоке, которая способствует снижению лобового сопротивления и увеличению аэродинамического качества внешней поверхности тела вращения.

Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения выполнена с учетом комбинирования геометрических отверстий различной формы. Количество отверстий над проницаемой полостью равно двум исходя из максимального эффекта по снижению сопротивления трения перфорированной поверхности. При этом каналы отсоса, устроенные в нижней части полости расположены симметрично по центру между двумя перфорационными отверстиями.

Применение на теле вращения участка перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса позволяет осуществить благоприятное управление пристенными течениями на аэродинамической поверхности с активным воздействием на пограничный слой.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:

Фиг. 1 - фотография модели тела вращения аэродинамической формы с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, расположенная в рабочей части аэродинамического стенда (вид спереди - горизонтальная плоскость);

Фиг. 2 - макет участка перфорированной поверхности с разными по геометрической форме отверстиями и расположенной ниже полостью с каналом отсоса;

Фиг. 3 - фрагмент перфорированной поверхности, представленной комбинированными отверстиями и каналом отсоса, расположенного в проницаемой полости;

Фиг. 4 - кинематическая схема расположения тела вращения с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, а также измерительной аппаратурой в открытой рабочей части экспериментальной установки;

Фиг. 5 - вид I внешней поверхности тела вращения;

Фиг. 6 - поперечное сечение А-А участка поверхности тела вращения, представленного видом I;

Фиг. 7 - укрупненный фрагмент участка внешней поверхности тела вращения в продольном направлении, представленного видом I.

На чертежах представлены позициями:

1 - тело вращения (фотография модели);

2 - участок перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса;

3 - верхний слой перфорированной поверхности с отверстиями разной геометрической формы;

4 - проницаемая полость;

5 - выходной канал отсоса;

6 - сопло, скрепленное с конфузором;

7 - растяжки;

8 - тело вращения аэродинамической формы (расположение на кинематической схеме);

9 - приемник полного давления;

10 - верхний перфорированный проницаемый корпус;

11 - отбор воздуха;

12 - клапан;

13 - расходомер;

14 - вентилятор;

15 - напорный канал;

16 - воздухозаборник;

17 - обтекатель;

18 - фрагмент перфорированной поверхности;

19 - дренажное отверстие;

20 - кольцевая секция с проницаемыми полостями;

21 - выходной канал отсоса;

22 - внутренний каркас;

23 - импульсные трубки;

24 - приемник статического давления;

25 - жидкостный «U» - образный батарейный микроманометр;

26 - измеритель - «нож», необходимый для подачи данных измерения на измерительное оборудование.

На фиг. 1 представлена фотография модели в виде тела вращения 1 с участком перфорированной поверхности с комбинированными по форме отверстиями и распложенной ниже полостью включающей канал отсоса 2.

Размеры участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса приняты исходя из условия минимизации возмущений потока и достаточными для снижения турбулентных пульсаций.

Фиг. 2 демонстрирует послойное расположение участка перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями, полостью и каналом отсоса на макете модели. Здесь: первый слой - верхняя внешняя проницаемая перфорированная поверхность 3 с отверстиями разной геометрической формы; второй слой - проницаемый слой полостей 4 цилиндрической формы, расположенных ниже первого внешнего слоя с учетом расположения двух перфорационных отверстий над полостью; третий слой - проницаемый с одним выходным каналом отсоса 5, расположенным под полостью с учетом расположения симметрично по центру между каналами, представленными проницаемыми двумя отверстиями первого слоя.

Фиг. 3 иллюстрирует детализацию послойного расположения всех элементов фрагмента перфорированной поверхности представленной комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5, расположенного в проницаемой полости 4. Оптимальное количество проницаемых отверстий разной формы, приходящихся на одну полость, принято равным двум. При этом необходимо учесть размеры и геометрическую форму отверстий с учетом стандартизации перфорированных изделий, но не более 15 мм. Данный вариант позволит использовать отверстия различной геометрической формы с размером в диапазоне не более 1/4 диаметра полости. Оптимальная высота проницаемой полости лежит в диапазоне высот равных 10÷15 мм. Дальнейшее увеличение размеров перфорационных отверстий разной формы и проницаемой полости может привести к меньшей эффективности снижения коэффициента трения. Размеры выходного канала отсоса соответствуют возможности прохождения части потока с целью снижения пульсаций турбулентных образований, но не более 15 мм. Размеры перфорационных отверстий разной геометрической формы, входящих в состав перфорированного слоя, а также слоя полостей, расположенного ниже и проницаемого слоя с каналом отсоса, примыкающего к нему, согласуются аналитическим представлениям исходных условий исследований аэрогидродинамической поверхности тела вращения.

На фиг. 4 показана кинематическая схема расположения тела вращения 1 с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса 2 в открытой рабочей части дозвуковой аэродинамической трубы замкнутого типа, представленной аэродинамическим стендом типа АС - 1. Кинематическая схема показывает все функциональные части предлагаемого технического решения во взаимосвязи с характером взаимодействия потока пограничного слоя и комплексом измерительного аппарата представленного позициями 6, 9, 11-17, 24-26, а также рассматривает последовательность расположения структурных узлов экспериментальной установки.

Согласно схеме (см. фиг. 4) в рабочей части аэродинамического стенда поперечное сечение сопла 6 имеет форму окружности с целью создания равномерного поля скоростей вблизи поверхности кормовой части тела вращения и определения скорости потока на исследуемом участке. Определение аэродинамических характеристик, участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, в рабочей части АС - 1 базируются на принципе относительности Галилея, который заключается в следующем: перемещение тела относительно воздуха можно заменить движением воздуха, набегающего на неподвижное тело. Руководствуясь данным принципом с целью достоверности получения итоговых аэродинамических результатов модель тела вращения установлена неподвижно в рабочей части АС - 1 с помощью растяжек 7, а набегающий поток υ_∞ через проточный канал и конфузор перемещается в сопло 6 и подается на кормовую часть модели в виде тела вращения.

Фиг. 4 также демонстрирует измерительный аппарат, необходимый для определения аэродинамических характеристик потока пограничного слоя вблизи внешней поверхности тела вращения аэродинамической формы 8, установленного на растяжках 7 в открытой рабочей части АС - 1. Измерительный аппарат включает: приемники полного 9 и статического давления 24, соединенных с импульсными капиллярными трубками 23 и жидкостным «U» - образным 20-канальным батарейным манометром 25 через измеритель подачи данных 26. Таким образом, поток, проходящий через конфузор 6 со скоростью υ_∞, взаимодействует с участком проницаемой внешней поверхности тела вращения 1 через первую группу перфорационных отверстий, расположенных на верхнем слое поверхности 3 на обтекаемом участке 2 (см. фиг. 1). При этом турбулентные пульсации давления и скорости вблизи поверхности приводят к перетеканию некоторой массы воздушного потока в проницаемую полость 4 (фиг. 2). В результате часть потока перемещается в выходной канал отсоса 5 (фиг. 3) и отбирается 11 во внутренний каркас 22 через систему проницаемых выходных каналов 21 (см. фиг. 5) для отбора в воздухозаборник 16, работа которого регулируется с помощью системы устройств, представленных позициями 12-15 и 17. При этом другая часть потока возвращается обратно на обтекаемую внешнюю поверхность, через вторую группу перфорационных отверстий, впоследствии разрушая развившиеся вихри, с целью стабилизации текучей среды и устойчивого поддержания пограничного слоя в ламинарном режиме. Скорость истечения текучей среды обратно на поверхность при перемещении уменьшается благодаря частичному отбору воздуха 11 через выходной канал отсоса 5 (см. фиг. 3). Таким образом, канал отсоса позволяет автоматически регулировать истечение части потока, сконцентрированного в полости, на поверхность внешнего перфорированного слоя с целью устойчивого поддержания возможности гашения турбулентных пульсационных вихреобразований и дальнейшего перехода в ламинарный режим течения текучей среды.

Основная идея изобретения заключается в использовании состояний потока и соответствующих давлений, возникающих на поверхности тела вращения в связи с применением каналов в виде двух групп отверстий разной геометрической формы, а именно в использовании того обстоятельства, что наименьшие силы всасывания потока текучей среды или давления в полость и далее в канал отсоса всегда действуют в тех зонах поверхности тела аэродинамической формы, в которых скорости потока максимальны. Когда на выходе через отверстие создается определенное давление в зоне высоких скоростей потока, на обтекаемой поверхности формируется ламинарный поток текучей среды.

В качестве базы для дальнейшего рассмотрения представлены фиг. 5 и фиг. 6.

Фиг. 5 показывает укрупненный вид I внешней поверхности тела вращения с указанием направления перемещения потока в его внутренней части. Расположение участка на теле вращения, представленного видом I указано на фиг. 4. Комбинированные отверстия на перфорированной поверхности 18 пространственно распределены таким образом, что учитывается влияние степени заполнения воздушным потоком слоя, включающего проницаемые полости 20, а также возможность последующего возвращения его части на поверхность с меньшей скоростью истечения и перемещение в выходной канал отсоса 21. При этом шаг выходных каналов отсоса согласуется с расположением проницаемых перфорационных комбинированных отверстий на внешней поверхности тела вращения. Каждый выходной канал отсоса 21 расположен между двумя перфорационными отверстиями разной геометрической формы 18, которые чередуются последовательно в каждой полости 20.

Конструкция тела вращения 8 (см. фиг. 4) предусматривает наличие дренажного отверстия 19 на внешней перфорированной поверхности 18, необходимого для снятия показаний с помощью измерительного аппарата посредством импульсных трубок 23 (фиг. 5). Кроме того на фиг. 5 показано расположение поперечного сечения А-А на участке тела вращения.

Фиг. 6 демонстрирует поперечное сечение А-А укрупненного вида I перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения 8 (см. фиг. 4) с комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5 (фиг. 3), а также расположение составляющих элементов в поперечной плоскости, включающий внутренний каркас 22 и дренажное отверстие 19, которое соединяется с системой импульсных трубок с целью выполнения измерительных процессов давления и скорости потока пограничного слоя.

Фиг. 7 иллюстрирует укрупненный фрагмент участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5, в продольном направлении, представленного видом I.

Благодаря возможности использования процесса регулирующего проникновения текучей среды на внешнюю поверхность конструкции тела вращения, поток, проходящий вдоль перфорированной поверхности первого слоя 3 со скоростью υ₁, поступает через первую группу перфорационных отверстий заданной геометрической формы во второй слой полостей 4. Во втором слое происходит перераспределение потока: 1-я часть возвращается обратно на поверхность через вторую группу перфорационных отверстий геометрической формы, отличительной от формы перфорационных отверстий первой группы, со скоростями υ₂ в несколько раз меньшими чем υ₁; 2-я часть потока через канал отсоса 5, расположенного в третьем слое, проникает и отбирается во внутренний каркас 22 (фиг. 7), а далее с помощью трубопровода отбора потока воздуха 11 в воздухозаборник 16, работа которого регулируется с помощью системы устройств, представленных позициями 12-15 и 17 (см. фиг. 4).

В результате предлагаемый в изобретении регулирующий канал отсоса позволяет обеспечивать удаление большого объемного потока текучей среды в зонах высоких скоростей потока, через первый и второй слои внешней поверхности тела вращения, в которых возникают турбулентные пограничные слои, приводящие к большим потерям на трение. Интенсивность преобразования режима течения пограничного слоя с помощью перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса может регулироваться в зависимости от рабочих условий в различных зонах аэродинамической поверхности и от их изменений во времени.

В результате предлагаемый в изобретении регулирующий канал отсоса позволяет добиться того, что через каждую группу отверстий на перфорированной поверхности и расположенной ниже секцией полостей возможно осуществить удаление оптимального объемного потока текучей среды с целью изменения режима течения текучей среды, и как следствие снижения сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа, а также повышения эффективности воздействия на пристенную турбулентность потока пограничного слоя.

Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением возможно обеспечение автоматического регулирования потока текучей среды на перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями с помощью канала отсоса, расположенного в полости ниже.

Для того, чтобы в большинстве случаев обеспечить оптимальную эффективность перемещения потока из пограничного слоя, толщина первого слоя поверхности должна приблизительно соответствовать размерам отверстий и диаметру проходов через полость во втором слое, а также выходному каналу отсоса. В альтернативном варианте организации второго слоя поверхности можно предусмотреть специальные вспомогательные элементы противообледенительной системы. Естественно, данные указания являются лишь примерными рекомендациями, которые должны адаптироваться специалистами в данной области техники в каждом случае конкретного применения. При этом возможно изготовление каждого слоя поверхности из разнородных материалов, которые могут представлять единую композицию.

В результате технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что на теле вращения, в частности, по всему контуру корпуса внешней обшивки располагается перфорированный участок с наличием комбинированных отверстий разной геометрии, расположенных в определенном пространственном порядке, а также проницаемых полостей с каналом отсоса под отверстиями. При этом следует отметить, что система управления пограничным слоем вблизи пристенной поверхности тела вращения с применением устройства воздействия на несущую поверхность направлена на снижение сопротивления трения и как следствие на снижение лобового сопротивления и увеличение продолжительности, а также дальности движения тела вращения или летательного аппарата.

В итоге, применение предлагаемого изобретения, включающего в себя тело вращения аэродинамической формы для регулирования потока текучей среды путем естественного распределения воздушных масс вблизи поверхности с помощью участка комбинированной перфорации с отверстиями разной геометрии и расположенной полостью с каналом отсоса в ее нижней части, направлено на уменьшение турбулентных пульсаций и уменьшение вязкостного сопротивления трения в пограничном слое. Кроме того, изобретение применимо с целью снижения массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа на обтекаемой аэродинамической несущей поверхности летательных аппаратов.

Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса применима для любой другой ситуации, предусматривающей наличие относительно высокой скорости потока текучей среды вдоль поверхности. Например, схемы участка перфорированной поверхности с комбинированными геометрическими формами отверстий и полостью с выходным каналом отсоса могут использоваться в качестве специальных вкладышей в трубопроводе с целью уменьшения возмущений потока при прохождении вязких потоков.

Применение конструкции перфорированной внешней поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса целесообразно также на горизонтальном оперении обшивки летательного аппарата с возможностью осуществить уменьшение составляющей полной аэродинамической силы - силы лобового сопротивления. Кроме того, возможно осуществить применение данного технического результата и в процессе бурения. При этом целесообразен способ бурения с продувкой, при котором продукты разрушения горных пород удаляются потоком газообразной текучей среды. Также возможны случаи применения в гидродинамике.

Предлагаемое изобретение не ухудшает экологического состояния окружающей среды. Изобретение промышленно применимо к области гидрогазодинамики, в аэродинамике летательных аппаратов и авиации, так как может быть использовано для совершенствования формы несущей аэродинамической поверхности, как пилотируемых, так и беспилотных летательных аппаратов, которое позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления.

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов и авиации. Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности. Внешняя поверхность корпуса тела вращения включает комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже полости. В нижней части полостей устроены каналы отсоса. Изобретение направлено на снижение сопротивления трения на обтекаемой поверхности. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, содержащая наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности; при этом внешняя поверхность корпуса тела вращения включает комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже полости, отличающаяся тем, что в нижней части полостей дополнительно устроены каналы отсоса.

2. Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что отверстия на ней представлены комбинированием разных геометрических фигур в количестве не более двух над проницаемой полостью.

3. Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что каналы отсоса расположены симметрично по центру между перфорационными отверстиями.