Аэродинамический элемент летательного аппарата Советский патент 1992 года по МПК B64C23/06 B64C21/04 

Изобретение относится к области авиации, в частности, к несущим аэродинамическим элементам летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где происходит обтекание аэродинамических элементов потоком сязкой текучей среды,

Известен профиль с циркуляционным обтеканием, имеющий минимальное лобовое сопротивление, хорда которого разделена на пять частей, каждая из которых формирует на соответствующей поверхности крыла поток с определенными характеристиками.

Первая часть, расположенная между передней кромкой и, приблизительно, серединой хорды имеет выпуклую форму, м формирует ламинарный поток.

Вторая часть, следующая за первой, имеет прямолинейную поверхность с отрицательным углом наклона, на которой ламинарный поток преобразуется в турбулентный.

Далее следует поверхность с минимальным поверхностным трением, имеющая вогнутую поверхность. Задняя кромка крыла имеет профиль Коанда и на ней выполнена тангенциальная струйная щель, посредством которой производится обдувание профиля Коанда, предотвращающее срыв потока и смещающее застойную зону к задней кромке крыла.

Нижняя поверхность изогнута таким образом, что скорость потока здесь уменьшается.

Недостатком этого профиля является необходимость отбора сжатого воздуха высокого давления от компрессоров силовых установок, что приводит к уменьшению величины располагаемой тяги, которая может понадобиться для быстрого разгона самолета и создает ограничение в применении самолета с такой системой.

Известен аэродинамический элемент, содержащий поверхность с малым аэродинамическим сопротивлением, имеющую переднюю и заднюю кромку, обтекаемую

потоком текучей среды в направлении от передней кромки к задней, имеющую пре- Ро-вистое линейное вихреобразуюа ее приспособление, которое находится за

передней кромкой поперек направления обтекания поверхности потоком и представляет собой многократные разрывы в поверхности элемента, расположенные поперек потока и образующие нависающий

подветренный уступ, напротив которого формируются последовательные вихри.

За разрывами в поверхности элемента расположено устройство, образующее площадку, параллельную разрывам и наклоНенную наружу, относительно поверхности элемента для направления каждого из вихрей, сформировавшегося напротив нависающего подветренного уступа с этого уступа, освобождая Место для формирования нового вихря.

Недостатком этого аэродинамического элемента является недостаточная эффективность вихреобразующего устройства в уменьшении аэродинамического сопротивления элемента, поскольку при установившемся угле атаки элемента и отсутствии других устройств для улучшения обтекания элемента с задней кромки элемента может сойти только один разгонный вихрь с увеличением общей циркуляции скорости вокруг профиля элемента на величину циркуляции этого вихря, но направленной в противопо- ложную сторону.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство управления пограничным слоем, содержащее аэродинамическую поверхность, на передней кромке которой расположена воздухозаборная щель,

сообщающаяся внутри крыла с выпускными щелями или отверстиями, выполненными в верхней хвостовой поверхности крыла.

В результате того, что часть свободного воздушного потока, направляемая через заборную щель внутрь крыла, выходит через

выпускные щели или отверстия, пограничный слой на верхней наружной поверхности крыла всегда движется назад и не разделяется.

Недостатком этого устройства является увеличение профильного сопротивления аэродинамической поверхности за счет расположения воздухозаборной щели на передней кромке и увеличения силы трения вязкой текучей среды на величину силы трения внутри канала, соединяющего заборную щель с выпускными щелями или отверстиями,

R nLrw,(1)

где П - смачиваемый периметр сечения канала;

L - длина канала.

rw- касательное напряжение на стенке, зависящее в основном от средней скорости и плотности текучей среды и от числа Рей- ноль дса.

Цель изобретения - улучшение аэродинамических характеристик за счет увеличения коэффициента подъемной силы Сутах, отдаления отрыва пограничного слоя с верхней поверхности аэродинамического элемента в сторону увеличения углов атаки и уменьшения аэродинамического сопротивления элемента, в частности, коэффициента сопротивления элемента Cxmin с помощью вибрационного управления пограничным слоем.

Поставленная цель достигается тем, что аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде плоских щелей: передней, для отсоса пограничного слоя с носовой части аэродинамического элемента, и задней с плоским соплом для обдува его верхней задней части снабжен вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины с торцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора по верхней поверхности элемента за его носовой частью, аэро- динамический элемент выполнен с перфорированной носовой частью, с которой соединена передняя щель, с дополнительной плоской щелью, которая снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давления, соединенной с дополнительной и задней щелями, при этом передняя и дополнительная щели перекрыты биморфной пластиной.

На чертеже показан аэродинамический элемент летательного аппарата, поперечное сечение, проведенное вдоль хорды элемента, параллельно оси его симметрии.

Конструктивно аэродинамический элемент содержит поверхность с малым аэроди0

5

0

5

0

5

0

5

0

5

намическим сопротивлением 1, имеющую переднюю кромку 2 и заднюю - 3, а также вихреобразующее устройство, которое представляет собой гибкую биморфную пластину 4 из пьезоматериала, например из полимерной пленки на основе поливинил- денфторида ПВДФ, установленной за передней кромкой 2 н э верхней поверхности 5 элемента с электродами в виде полос б, 7,8, расположенных на наружных поверхностях и внутри пластины перпендикулярно направлению обтекания поверхности аэродинамического элемента потоком текучей среды и подключенными к источнику напряжения постоянного тока через переключатель (не показан).

Гибкая биморфная пластина 4 установлена без зазоров по верхней поверхности элемента и перекрывает расположенную вдоль передней кромки плоскую щель 9 для отсоса пограничного слоя от передней поверхности 10 элемента, перфорированной на участке от передней кромки до расстояния от нее, равного а 0,12 хорды элемента Ь, и допопнительную плоскую щель 11 с обратным клапаном 12 для переноса текучей среды из передней щели к дополнительной и нагнетания ее в камеру высокого давления 13, из которой происходит ускоренное истечение текучей среды через плоскую щел ь 14, оканчивающуюся плоским соплом 15, высотой, равной 0,025 хорды Ь элемента и направленным в сторону задней кромки,

Обратный клапан 12 предназначен для предупреждения обратного перетекания текучей среды из камеры высокого давления к передней щели и вспучивания биморфной пластины.

Клапан шарнирно подвешен в верхней его части и при подаче текучей среды со стороны передней щели под давлением текучей среды он открывается, при уменьшении давления или исчезновении его клапан закрывается под собственным весом. Усилие для преодоления сопротивления клапана зависит от давления, создаваемого системой вибрационного управления пограничным слоем в камере высокого давления. Выбор высоты сопла, равной 0,025 хорды Ь аэродинамического элемента основан на том, что при обтекании аэродинамического элемента потоком вязкой текучей среды и при высоте сопла, не превышающей 0,01 хорды Ь элемента, вязкие слои, сходящие с верхней поверхности элемента, находящейся между передней кромкой элемента и плоским соплом, смыкаются с пограничным слоем над верхней поверхностью элемента, находящейся между соплом и задней кромкой, вследствие чего струя, истекающая из

плоского сопла и омывающая заднюю кромку элемента, оказывается значительно подторможенной, по сравнению со скоростью потенциального течения. Эффективность управления пограничным слоем при этом уменьшается.

При высоте сопла, равной 0,025 хорды b элемента, характер обтекания становится таким, при котором вязкие слои, стекающие с верхней поверхности элемента, находя- щейсл перед соплом, не смыкаются с пограничным слоем нэд поверхностью элемента, находящейся между соплом и задней кромкой, сохраняя при этом ядро потенциального течения, между вязкими слоями текучей среды, что обеспечивает благоприятный градиент давления, предохраняющий от возможного отрыва потока на поверхности аэродинамического элемента и оптимальное увеличение коэффициента подъемной силы Суглах.

При высоте сопла, равной более 0,025 хорды b аэродинамического элемента, толщина вязкого следа за соплом возрастает настолько, что утолщения ядра плоской струи, истекающей из сопла при этом, недостаточно для создания благоприятного градиента давления над верхней поверхностью элемента, вследствие чего происходит подтормажива- ние струи, омывающей заднюю кромку элемента и уменьшение эффективности работы управления пограничным слоем в отношении увеличения коэффициента Cymax:

Плоское сопло 15 расположено на расстоянии I от передней кромки элемента, равном 0,73 - 0,82 его хорды Ь, Это расстояние обусловлено тем, что, при обтекании аэродинамического элемента вязкой текучей средой, на его верхней поверхности до расстояния от передней кромки, равного I 0,73 хорды b элемента сохраняется прилип- ший турбулентный пограничный слой и установка сопла ближе этого расстояния от передней кромки была бы нерациональной с точки зрения увеличения потерь, кинетической энергии плоской струи, омывающем вер- хнюю поверхность аэродинамического элемента.

Расстояние от передней кромки аэродинамического элемента, равное I 0,82 хорды, определяет начало зоны отрыва турбулентно- го пограничного слоя, поэтому оптимальное расстояние от передней кромки до плоского сопла не должно превышать этот размер, чтобы обеспечить сдув оторвавшегося турбулентного пограничного слоя. Исходя из вышеизложенного - оптимальный размер I для установки плоского сопла находится в пределах 0,73-0,82 хорды b элемента.

Биморфная пластина сопряжена по всему размаху ее задней кромки с торцевым

поглотителем колебаний 16, выполненным из материала с высоким коэффициентом затухания звука для предотвращения отражения бегущей волны от заднего торца биморфной пластины и влияния колебаний генератора волновой деформации на заднюю кромку аэродинамического элемента.

Предлагаемый диапазон частот работы пьезокерамического генератора волновой деформации находится в пределах 110- 125 Гц.

Попадание генератора волновой деформации в резонанс с близкими частотами ма- яо вероятно, а сами колебания генератора значительно безопаснее колебаний акустических нагрузок от работы силовых установок летательных аппаратов.

Кроме того, аэродинамический элемент содержит нижнюю поверхность 17,

Работа вибрационного управления пограничным слоем начинается с подачи напряжения постоянного тока на крайнюю группу электродов, расположенных первыми к щели всасывания 9. Под группой понимаются три электрода в виде полос: 6 и 8 - наружные с обеих сторон биморфной пластины 4 и электрод 7 - средний, находящийся внутри пластины. При появлении напряжения на зажимах всех трех электродов одной группы, в результате обратного пьезоэффекта, происходит деформация пьезокерамической биморфной пластины 4, то есть ее прогиб в сторону верхней поверхности 1. Запитывая одновременно несколько групп электродов напряжением постоянного тока можно обеспечить создание достаточного прогиба биморфной пластины 4 над щелью всасывания 9, что показано на фиг. 1 штрихпунктирной линией,

Образовавшаяся полость над щелью всасывания 9 заполняется текучей средой. Последовательным переключением групп электродов создается бегуа(ая волна деформации, перемещающаяся от передней кромки в направлении к задней кромке.

Текучая среда, заполнившая образованную при деформации биморфной пластины полость, переносится бегущей волной к дополнительной щели 11 и через нее нагнетается s камеру высокого давления 13, откуда через плоскую щель 14 и плоское сопло 15 истекает на верхнюю заднюю поверхность аэродинамического элемента в сторону задней его кромки.

Процесс переноса и нагнетания текучей среды повторяется с частотой бегущей волны, заданной переключателем напряжения.

Понятие достаточного прогиба биморфной пластины над щелью всасывания взято из расчета того, что фактический прогиб пьезокерамического генератора волновой деформации с одной группой электродов, одновременно запитываемой напряжением постоянного электрического тока находится в пределах от 2 до 10 мкм (или 0,02-0,1 мм).

При одновременном включении нескольких групп электродов достигается прогиб биморфной пластины 0,3 - 0,4 мм.

Этот прогиб достаточен для создания эффекта вихреобразования и отсоса текучей среды, поскольку, при колебаниях плоской поверхности в зязкой жидкости, глубина проникновения вихревого движения б соответствует толщине пограничного слоя.

Толщина пограничного слоя для воздуха при t° 0° С, Р 760 мм рт. ст., скорости невозмущенного потока VCQ 120 м/с; кинематическом коэффициенте вязкости U 0,1333 м/с равна б 1,2 мм, а именно в этом пограничном (пристеночном) слое и должно происходить быстрое изменение касательной компоненты скорости потока текучей среды.

При работе пьезокерамического генератора волновой деформации биморфная пластина прогибается воерх и за счет создания местных сопротивлений на подветренной поверхности бегущей волны при ее движении в направлении от передней кромки аэродинамического элемента к задней кромке образуются последовательные линейные вихри и скатываются к задней кромке, что уменьшает аэродинамическое сопротивление элемента 5. Из камеры высокого давления 13 через плоскую щель 14 с плоским соплом 15 происходит ускоренное истечение текучей среды для обдува задней кромки 3. Плоской струей от сопла 15 производится сдус с задней кромки элемента последовательных линейных вихрей и обеспечивается соответствующий каждому сходящему вихрю типа разгонного вихря прирост циркуляции скорости А Г вокруг профиля элемента б, направленной в сторону, противоположную циркуляции скорости сходящего вихря, а следовательно, и увеличения коэффициента подъемной силы Д Сушах.

Применение вибрационногоУПС позволяет организовать более равномерный отсос текучей среды по размаху передней кромки аэродинамического элемента, а также истечение текучей среды, подаваемой для обдува задней кромки элемента по ее размаху, избегая применения для этой цели трубопроводов сложной конфигурации и специальных отборов сжатого воздуха, что значительно упрощает и облегчает конструкцию летательного аппарата.

В результате комбинированного воздействия на пограничный слой элемента:

отсоса в передней части поверхности элемента;

5увеличения кинетической энергии пограничного слоя за счет вихреобразующего приспособления в средней части поверхности элемента;

обдува задней кромки элемента пло0 CKOJ струей текучей среды, - реализуется близкое к безотрывному обтеканию профиля аэродинамического элемента до больших углов атаки элемента и увеличения коэффициента ПОДЬеМНОЙ СИЛЫ ДСутах.

5 Применение вибрационного УПС позволяет s 2 раза увеличить коэффициент подъемной силы крыла Сутах по сравнению с обычным крылом самолета или же приравнять эффективность предлагаемого

0 УПС к выпуску закрылков на 45° и предкрылков на 22°, но при этом коэффициент лобового сопротивления Сх остается такой же как при убранной механизации крыла, т. е, в 7 раз ниже, чем при выпуске

5 механизации на указанные углы.

Кроме того, вибрационного УПС может быть применено в качестве частичного средства управления летательным аппаратом как в помощь поперечному управлению, так

0 и в помощь рулям поворота и высоты, что позволяет повысить надежность летательных аппаратов.

Формула изобретения

5 1. Аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде плоских щелей: передней для отсоса пограничного слоя с носовой части аэроди0 намического элемента, и задней с плоским соплом для обдува его верхней задней части, отличающийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик, аэродинамический элемент снабжен

5 вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины с торцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора по верхней поверхности элемента за его носовой частью, аэродинами0 ческий элемент выполнен с перфорированной носовой частью, с которой соединена передняя щель, с дополнительной плоской щелью, которая снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давления, соеди5 ненной с дополнительной и задней щелями, при этом передняя и дополнительная щели перекрыты биморфной пластиной.

2, Элемент по п. 1, отличающийся тем, что перфорированный участок выпол11178222012

нем от передней кромки jao 0,12 хорды эле- расположено на расстоянии от передней ментч, плоско сопло выполнено с высо- кромки элемента, равном 0 73 - 0,82 его той, равной 0,025 хорды элемента, и хорды.

Изобретение относится к авиации, в частности к несущим аэродинамическим элементам (АЭ) летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где происходит обтекание АЭ потоком вязкой текучей среды. Цель изобретения - улучшение аэродинамических характеристик АЭ с помощью вибрационного управления пограничным слоем. Цель достигается тем, что АЭ снабжен вихреобразующимустройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины