RU149950U1 - Крыло с управлением пограничным слоем - Google Patents
Крыло с управлением пограничным слоем Download PDFInfo
- Publication number
- RU149950U1 RU149950U1 RU2014117879/11U RU2014117879U RU149950U1 RU 149950 U1 RU149950 U1 RU 149950U1 RU 2014117879/11 U RU2014117879/11 U RU 2014117879/11U RU 2014117879 U RU2014117879 U RU 2014117879U RU 149950 U1 RU149950 U1 RU 149950U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- air flow
- area
- air
- intake channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Крыло с управлением пограничным слоем, имеющее постоянную кривизну, содержащее внутреннюю полость в теле крыла, воздухозаборный канал, соединяющий полость с внешней средой и щель для сдува пограничного слоя, отличающееся тем, что внутренняя полость выполнена сквозной, воздухозаборный канал с площадью сечения Sрасположен по всему размаху крыла вдоль передней его кромки, а начиная с расстояния ≈35% хорды на верхней поверхности по всему размаху крыла дополнительно расположено несколько щелей с площадями сечения S, S, S, ... S, причём необходимо соблюдение неравенства (1):,где S, S, S, ... S- площади выходных щелей,S- площадь воздухозаборного канала,- усреднённый коэффициент прироста местной скорости воздушного потока, зависящий от геометрических характеристик профиля крыла,b - хорда крыла,L- длина верхнего обвода профиля крыла,для создания скорости воздушного потока Vна выходе из щелей большей, чем местная скорость воздушного потока, которая зависит от геометрических характеристик профиля крыла, в соответствии с формулой постоянства массового расхода воздуха (2),где ρ - плотность воздуха,S- сумма площадей выпускных щелей,S- площадь воздухозаборного канала,V- скорость набегающего на крыло потока,V- скорость воздушного потока выходящего из щели,сумма площадей выходных щелей (S+S+S+...+S) должна быть меньше, чем площадь входного канала (S) в Х, во столько же Хскорость воздушного потока на выходе из щели Vбудет больше, чем скорость набегающего воздушного потока Vна крыло.
Description
Полезная модель «Крыло с управлением пограничным слоем» относится к области авиадвигателестроения и самолетостроения. Может быть использована в конструкции летательных аппаратов для изменения аэродинамических характеристик. Для того чтобы улучшить срывные характеристики, крыло оснащают всевозможными видами механизации. К более эффективным видам механизации, улучшающим аэродинамические характеристики, относятся устройства, управляющие пограничным слоем. Пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либо сдувается с его поверхности.
Известна система управления пограничным слоем (патент РФ 2033945 МПК B64C 39/10, B64C 21/00). В кормовой части фюзеляжа летательного аппарата имеются полости (открытые со стороны внешнего течения), в которых расположено газодинамическое средство воздействия на пристеночный поток. Каждая полость снабжена обтекаемым телом, образующим со стенками полости вихревую ячейку в виде кольцевого канала. Однако эта система громоздка.
Известно устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла (патент РФ №2157777 МПК B64C 21/06 «Устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла»). Устройство имеет канал, образованный верхней поверхностью крыла и выступающими над ней вертикальными щитами с поперечными к набегающему потоку щелями. Имеется также средство для повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Однако для улучшения аэродинамики крыла используется энергия, расходуемая на всасывание воздуха в двигатель, что является недостатком устройства.
Наиболее близким из известных устройств является «Устройство управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля» (патент РФ №2372251 МПК B64C 21/02). Это устройство по максимальному количеству сходных существенных признаков и по результату от его использования принимается за прототип. Оно содержит каналы для отсоса и вдува воздуха из пограничного слоя потока. Крыло постоянной кривизны содержит полость, которая этими каналами соединяется с внешней средой. Создаются условия для обтекания аэродинамического профиля крыла. При обтекании профиля возникает положительный градиент давления, который, с одной стороны, способствует ускоренному нарастанию пограничного слоя, а с другой стороны - позволяет организовать в пограничном слое посредством каналов и полости самоциркуляцию воздуха. Применение каналов и сопел, выполненных и расположенных определенным образом, обеспечивает обтекание аэродинамического профиля в расширенном диапазоне углов атаки и повышает нагруженность аэродинамического профиля. Также имеет место большая длина пробега при взлете и посадке и увеличенные углы атаки при маневрировании. Однако у этого устройства невысокое КПД из-за малой разницы перепада давления в местах отсоса и вдува воздушного потока над верхней поверхностью крыла.
Задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата за счет прироста кинетической энергии воздушного потока (Eк), обтекающего верхнюю поверхность крыла. Поставленная задача может быть достигнута совокупностью заявленных существенных признаков.
Сущность полезной модели заключается в том, что как и прототип, крыло 1 имеет постоянную кривизну профиля. Внутренняя полость 2 в теле крыла 1 имеет канал 3 для вдува воздуха и щель 4 для сдува пограничного слоя.
В отличие от прототипа, в заявляемой полезной модели внутренняя полость выполнена сквозной, воздухозаборный канал 3 имеет площадь сечения S0 и расположен по всему размаху крыла 1 вдоль его передней кромки. Дополнительно, в отличие от прототипа, на верхней поверхности крыла 1, начиная с расстояния ≈35% хорды крыла 1 (где наиболее вероятно образование отрыва потока с плоскости крыла 1), расположены несколько щелей 4 по всему размаху крыла 1 с площадями сечения S1, S2, S3, …Sj. Для создания скорости потока на выходе из щелей 4 большей, чем местные скорости на профиле крыла, необходимо соблюсти неравенство 1:
где: S1, S2, S3, …Sj - площади выходных щелей 4,
S0 - площадь воздухозаборного канала 3,
b - хорда крыла 1
Lверхн - длина верхнего обвода профиля крыла
Согласно закона постоянства массового расхода (2), скорость потока на выходе из щелей (V1) будет в Xраз больше чем местная скорость потока.
где: ρ - плотность воздуха,
S∑ - сумма площадей выпускных щелей 4,
S0 - площадь воздухозаборного канала 3,
V0 - скорость набегающего на крыло потока
V1 - скорость воздушного потока выходящего из щели 4
Сущность заявляемой полезной модели поясняется фигурой 1, на которой представлена схема крыла с управлением пограничным слоем, где 1 - аэродинамический профиль, 2 - внутренняя сквозная полость, 3 - воздухозаборный канал, 4 - щели.
Технический результат при осуществлении этой полезной модели заключается в улучшении аэродинамических характеристик, а именно: поляра щелевого крыла 1 обладает высоким максимальным коэффициентом подъемной силы; более плавным развитием срыва воздушного потока, более низким коэффициентом лобового сопротивления, более высоким критическим углом атаки (αкр).
Работа устройства управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля заключается в сдуве пограничного слоя с использованием энергии набегающего на крыло воздушного потока. В воздухозаборный канал 3 площадью S0 крыла 1 устремляется набегающий поток воздуха, который разгоняется при выходе из щелей 4. Во сколько раз площадь всех выходящих щелей 4 (S1+S2+S3+…+Sj) меньше площади воздухозаборного канала 3 (S0), во столько же раз скорость потока, выходящего из щелей 4 (V1), будет больше, чем скорость набегающего потока на крыло 1 (V0). При росте угла атаки крыла (α) над крылом 1 образуется зона разряжения прогрессирующего к задней кромке крыла 1, следовательно, необходимо увеличить кинетическую энергию выходящего воздушного потока (Eк) из щелей 4, для этого расстояние между выходными щелями 4 необходимо сокращать по мере их приближения к задней кромке крыла 1. Для наибольшего эффекта сдува пограничного слоя необходимо исключить утечку воздуха через любые другие конструктивные отверстия крыла (отверстия для тяг управления элеронов и др.).
Таким образом, технический результат заявляемой полезной модели, заключается в улучшении аэродинамических качеств: увеличение критического угла атаки (αкр), уменьшение коэффициента лобового сопротивления (Cx), осуществляется более плавный срыв воздушного потока с верхней поверхности крыла 1, что обеспечивает более плавную срывную характеристику воздушного потока и обеспечивает малую взлетно-посадочную скорость летательного аппарата. Кроме того, упрощена конструкция механизации крыла, а следовательно уменьшена масса и снижены производственные затраты. Заявляемая полезная модель обеспечивает более высокое аэродинамическое качество (K) за счет неизменной кривизны профиля крыла 1, а значит требует меньшую потребную тягу 
, (где: P - потребная тяга; mg - вес ЛА; K - аэродинамическое качество), что очень важно при уходе на второй круг, на этапах взлета и посадки, в процессе полета в условиях сдвига ветра. Кроме того, предлагаемый вид сдува пограничного слоя не нуждается в отборе мощности от двигателя.
Claims (1)
- Крыло с управлением пограничным слоем, имеющее постоянную кривизну, содержащее внутреннюю полость в теле крыла, воздухозаборный канал, соединяющий полость с внешней средой и щель для сдува пограничного слоя, отличающееся тем, что внутренняя полость выполнена сквозной, воздухозаборный канал с площадью сечения S0 расположен по всему размаху крыла вдоль передней его кромки, а начиная с расстояния ≈35% хорды на верхней поверхности по всему размаху крыла дополнительно расположено несколько щелей с площадями сечения S1, S2, S3, ... Si, причём необходимо соблюдение неравенства (1):,
где S1, S2, S3, ... Si - площади выходных щелей,S0 - площадь воздухозаборного канала,- усреднённый коэффициент прироста местной скорости воздушного потока, зависящий от геометрических характеристик профиля крыла,
b - хорда крыла,Lверхн - длина верхнего обвода профиля крыла,для создания скорости воздушного потока V1 на выходе из щелей большей, чем местная скорость воздушного потока, которая зависит от геометрических характеристик профиля крыла, в соответствии с формулой постоянства массового расхода воздуха (2),
где ρ - плотность воздуха,SΣ - сумма площадей выпускных щелей,S0 - площадь воздухозаборного канала,V0 - скорость набегающего на крыло потока,V1 - скорость воздушного потока выходящего из щели,сумма площадей выходных щелей (S1+S2+S3+...+Si) должна быть меньше, чем площадь входного канала (S0) в Храз, во столько же Храз скорость воздушного потока на выходе из щели V1 будет больше, чем скорость набегающего воздушного потока V0 на крыло.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014117879/11U RU149950U1 (ru) | 2014-04-30 | 2014-04-30 | Крыло с управлением пограничным слоем |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014117879/11U RU149950U1 (ru) | 2014-04-30 | 2014-04-30 | Крыло с управлением пограничным слоем |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU149950U1 true RU149950U1 (ru) | 2015-01-27 |
Family
ID=53292452
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014117879/11U RU149950U1 (ru) | 2014-04-30 | 2014-04-30 | Крыло с управлением пограничным слоем |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU149950U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU199016U1 (ru) * | 2020-03-31 | 2020-08-07 | Евгений Алексеевич Прокопенко | Дозвуковой летательный аппарат, имеющий толстый крыловой профиль с устройством снижения лобового сопротивления |
-
2014
- 2014-04-30 RU RU2014117879/11U patent/RU149950U1/ru active IP Right Revival
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU199016U1 (ru) * | 2020-03-31 | 2020-08-07 | Евгений Алексеевич Прокопенко | Дозвуковой летательный аппарат, имеющий толстый крыловой профиль с устройством снижения лобового сопротивления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8485476B2 (en) | Discrete co-flow jet (DCFJ) airfoil | |
| US7134631B2 (en) | Vorticity cancellation at trailing edge for induced drag elimination | |
| US11987352B2 (en) | Fluid systems that include a co-flow jet | |
| US2841344A (en) | Boundary layer control | |
| US6840478B2 (en) | Aircraft internal wing and design | |
| US8262031B2 (en) | Co-flow jet aircraft | |
| US10358208B2 (en) | Hybrid flow control method for simple hinged flap high-lift system | |
| US20090065631A1 (en) | Emissionless silent and ultra-efficient airplane using cfj airfoil | |
| CN105314096B (zh) | 独立气源供气的无舵面飞行器 | |
| CN106628120B (zh) | 一种高效气动涵道体 | |
| CN103419933A (zh) | 基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器 | |
| GB2070139A (en) | Inlet Cowl for Supersonic Aircraft Engine | |
| EP3310653B1 (en) | Fluid flow control for an aerofoil | |
| US2479487A (en) | Jet propelled airplane with wing discharge slot | |
| CN205186510U (zh) | 独立气源供气的无舵面飞行器 | |
| US1993419A (en) | Aircraft | |
| CN103419935A (zh) | 基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器 | |
| RU149950U1 (ru) | Крыло с управлением пограничным слоем | |
| US11396364B2 (en) | Aircraft generating larger thrust and lift by fluid continuity | |
| RU2623370C1 (ru) | Самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка" | |
| RU2508228C1 (ru) | Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| WO2019239123A1 (en) | Wing-tip device | |
| RU2605653C1 (ru) | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" | |
| RU2495787C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
| RU2668540C1 (ru) | Аэродинамическое устройство для придания летательному аппарату подъёмной и/или тяговой силы |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20150221 |
|
| NF1K | Reinstatement of utility model |
Effective date: 20151127 |
|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20180501 |
|
| TK9K | Obvious and technical errors in the register or in publications corrected via the gazette [utility model] |
Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -MM9K- IN JOURNAL 3-2019 |
|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20190501 |
|
| NF9K | Utility model reinstated |
Effective date: 20210405 |