RU1782220C

RU1782220C - Aerodynamic member of aircraft

Info

Publication number: RU1782220C
Application number: SU914914336A
Authority: RU
Inventors: Иван Михайлович Кисляк
Original assignee: Иван Михайлович Кисляк
Priority date: 1991-02-25
Filing date: 1991-02-25
Publication date: 1992-12-15

Abstract

Изобретение относитс к авиации, в частности к несущим аэродинамическим элементам (АЭ) летательных аппаратов, а также к другим област м техники, где происходит обтекание АЭ потоком в зкой текучей среды . Цель изобретени - улучшение аэродинамических характеристик АЭ с помощью вибрационного управлени пограничным слоем. Цель достигаетс тем, что АЭ снабжен вихреобразующимустройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластиныThe invention relates to aviation, in particular to supporting aerodynamic elements (AE) of aircraft, as well as to other fields of technology where flow of AE occurs in a viscous fluid. The purpose of the invention is to improve the aerodynamic characteristics of AE by vibration control of the boundary layer. The goal is achieved in that the AE is equipped with a vortex-forming device made in the form of a flexible bimorph plate

Description

Изобретение относитс к области авиации , в частности, к несущим аэродинамическим элементам летательных аппаратов, а также к другим област м техники, где происходит обтекание аэродинамических элементов потоком с зкой текучей среды,The invention relates to the field of aviation, in particular to supporting aerodynamic elements of aircraft, as well as to other fields of technology where a flow of viscous fluid flows around aerodynamic elements

Известен профиль с циркул ционным обтеканием, имеющий минимальное лобовое сопротивление, хорда которого разделена на п ть частей, кажда из которых формирует на соответствующей поверхности крыла поток с определенными характеристиками .A profile with a circulation flow is known having a minimum frontal resistance, the chord of which is divided into five parts, each of which forms a flow with certain characteristics on the corresponding wing surface.

Перва часть, расположенна между передней кромкой и, приблизительно, серединой хорды имеет выпуклую форму, м формирует ламинарный поток.The first part, located between the leading edge and approximately the middle of the chord, has a convex shape, m forms a laminar flow.

Втора часть, следующа за первой, имеет пр молинейную поверхность с отрицательным углом наклона, на которой ламинарный поток преобразуетс в турбулентный.The second part following the first has a rectilinear surface with a negative angle of inclination, at which the laminar flow is converted to turbulent.

Далее следует поверхность с минимальным поверхностным трением, имеюща вогнутую поверхность. Задн кромка крыла имеет профиль Коанда и на ней выполнена тангенциальна струйна щель, посредством которой производитс обдувание профил Коанда, предотвращающее срыв потока и смещающее застойную зону к задней кромке крыла.The following is a surface with minimal surface friction having a concave surface. The trailing edge of the wing has a Coanda profile and a tangential jet slit is made on it, by means of which a Coanda profile is blown, preventing flow stall and shifting the stagnant zone to the trailing edge of the wing.

Нижн поверхность изогнута таким образом , что скорость потока здесь уменьшаетс .The bottom surface is curved so that the flow rate decreases here.

Недостатком этого профил вл етс необходимость отбора сжатого воздуха высокого давлени от компрессоров силовых установок, что приводит к уменьшению величины располагаемой т ги, котора может понадобитьс дл быстрого разгона самолета и создает ограничение в применении самолета с такой системой.A drawback of this profile is the need for high pressure compressed air to be drawn from the compressors of the power plants, which reduces the available thrust that may be needed to quickly accelerate the aircraft and limits the use of aircraft with such a system.

Известен аэродинамический элемент, содержащий поверхность с малым аэродинамическим сопротивлением, имеющую переднюю и заднюю кромку, обтекаемуюKnown aerodynamic element containing a surface with low aerodynamic drag, having a front and rear edge, streamlined

потоком текучей среды в направлении от передней кромки к задней, имеющую пре- Ро-вистое линейное вихреобразуюа ее приспособление , которое находитс заfluid flow in the direction from the leading edge to the trailing edge, having an intermittent linear vortex-like device thereof, which is located behind

передней кромкой поперек направлени обтекани поверхности потоком и представл ет собой многократные разрывы в поверхности элемента, расположенные поперек потока и образующие нависающийleading edge across the direction of flow around the surface of the surface and represents multiple gaps in the surface of the element, located across the stream and forming an overhanging

подветренный уступ, напротив которого формируютс последовательные вихри.lee ledge, opposite which successive eddies form.

За разрывами в поверхности элемента расположено устройство, образующее площадку , параллельную разрывам и наклоНенную наружу, относительно поверхности элемента дл направлени каждого из вихрей , сформировавшегос напротив нависающего подветренного уступа с этого уступа, освобожда Место дл формировани нового вихр .Beyond the gaps in the surface of the element, there is a device forming a platform parallel to the gaps and tilted outward relative to the surface of the element to direct each of the vortices, which is formed opposite the overhanging leeward ledge from this ledge, freeing up space for the formation of a new vortex.

Недостатком этого аэродинамического элемента вл етс недостаточна эффективность вихреобразующего устройства в уменьшении аэродинамического сопротивлени элемента, поскольку при установившемс угле атаки элемента и отсутствии других устройств дл улучшени обтекани элемента с задней кромки элемента может сойти только один разгонный вихрь с увеличением общей циркул ции скорости вокруг профил элемента на величину циркул ции этого вихр , но направленной в противопо- ложную сторону.The disadvantage of this aerodynamic element is the insufficient efficiency of the vortex-forming device in reducing the aerodynamic drag of the element, since with a steady angle of attack of the element and the absence of other devices to improve the flow around the element from the trailing edge of the element, only one accelerating vortex can descend with an increase in the total velocity circulation around the element profile by the magnitude of the circulation of this vortex, but directed in the opposite direction.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению вл етс устройство управлени пограничным слоем, содержащее аэродинамическую поверхность , на передней кромке которой расположена воздухозаборна щель,The closest in technical essence to the present invention is a boundary layer control device containing an aerodynamic surface, on the front edge of which there is an air intake gap

сообщающа с внутри крыла с выпускными щел ми или отверсти ми, выполненными в верхней хвостовой поверхности крыла.communicating with the inside of the wing with outlet slots or holes made in the upper tail surface of the wing.

В результате того, что часть свободного воздушного потока, направл ема через заборную щель внутрь крыла, выходит черезAs a result of the fact that part of the free air flow directed through the intake slot into the wing exits through

выпускные щели или отверсти , пограничный слой на верхней наружной поверхности крыла всегда движетс назад и не раздел етс .outlets or openings, the boundary layer on the upper outer surface of the wing always moves backward and does not separate.

Недостатком этого устройства вл етс увеличение профильного сопротивлени аэродинамической поверхности за счет расположени воздухозаборной щели на передней кромке и увеличени силы трени в зкой текучей среды на величину силы трени внутри канала, соедин ющего заборную щель с выпускными щел ми или отверсти ми,The disadvantage of this device is the increase in the profile drag of the aerodynamic surface due to the location of the air intake gap on the leading edge and the increase in the friction force of a viscous fluid by the amount of friction force inside the channel connecting the intake gap to the outlet slots or openings.

R nLrw,(1)R nLrw, (1)

где П - смачиваемый периметр сечени канала;where P is the wettable perimeter of the channel section;

L - длина канала.L is the length of the channel.

rw- касательное напр жение на стенке, завис щее в основном от средней скорости и плотности текучей среды и от числа Рей- ноль дса.rw is the tangential stress on the wall, which depends mainly on the average velocity and density of the fluid and on the Reynolds number.

Цель изобретени - улучшение аэродинамических характеристик за счет увеличени коэффициента подъемной силы Сутах, отдалени отрыва пограничного сло с верхней поверхности аэродинамического элемента в сторону увеличени углов атаки и уменьшени аэродинамического сопротивлени элемента, в частности, коэффициента сопротивлени элемента Cxmin с помощью вибрационного управлени пограничным слоем.The purpose of the invention is to improve aerodynamic performance by increasing the coefficient of lift Sutach, moving the boundary layer away from the upper surface of the aerodynamic element in the direction of increasing angles of attack and decreasing the aerodynamic drag of the element, in particular, the drag coefficient Cxmin by vibrational control of the boundary layer.

Поставленна цель достигаетс тем, что аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управлени пограничным слоем, выполненное в виде плоских щелей: передней, дл отсоса пограничного сло с носовой части аэродинамического элемента, и задней с плоским соплом дл 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 передн щель, с дополнительной плоской щелью, котора снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давлени , соединенной с дополнительной и задней щел ми, при этом передн и дополнительна щели перекрыты биморфной пластиной.The goal is achieved in that the aerodynamic element of the aircraft, containing the boundary layer control device, made in the form of flat slits: the front one, for suctioning the boundary layer from the nose of the aerodynamic element, and the rear one with a flat nozzle for blowing its upper rear part, is equipped with a vortex-forming device, made in the form of a flexible bimorph plate with an end vibration absorber installed without a gap on the upper surface of the element behind its nose, aerodynamic ement formed with a perforated nose portion, which is connected to the front gap, with additional flat slit, which is provided with a check valve and a high pressure chamber connected to the additional and rear slots, the front and the additional slit closed bimorph plate.

На чертеже показан аэродинамический элемент летательного аппарата, поперечное сечение, проведенное вдоль хорды элемента , параллельно оси его симметрии.The drawing shows the aerodynamic element of the aircraft, a cross section drawn along the chord of the element, parallel to the axis of symmetry.

Конструктивно аэродинамический элемент содержит поверхность с малым аэроди0Structurally, the aerodynamic element contains a surface with a small aerodynamic

55

00

55

00

55

00

55

00

55

намическим сопротивлением 1, имеющую переднюю кромку 2 и заднюю - 3, а также вихреобразующее устройство, которое представл ет 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 поверхност х и внутри пластины перпендикул рно направлению обтекани поверхности аэродинамического элемента потоком текучей среды и подключенными к источнику напр жени посто нного тока через переключатель (не показан).resistance 1, having a leading edge 2 and a trailing edge 3, as well as a vortex forming device, which is a flexible bimorph plate 4 made of piezomaterial, for example, a polymer film based on PVDF polyvinylidene fluoride mounted behind the leading edge 2 n of the upper surface 5 an element with electrodes in the form of strips b, 7.8 located on the outer surfaces and inside the plate perpendicular to the direction of flow around the surface of the aerodynamic element with a fluid flow and connected to a source tim constant current through the switch (not shown).

Гибка биморфна пластина 4 установлена без зазоров по верхней поверхности элемента и перекрывает расположенную вдоль передней кромки плоскую щель 9 дл отсоса пограничного сло от передней поверхности 10 элемента, перфорированной на участке от передней кромки до рассто ни от нее, равного а 0,12 хорды элемента Ь, и допопнительную плоскую щель 11 с обратным клапаном 12 дл переноса текучей среды из передней щели к дополнительной и нагнетани ее в камеру высокого давлени 13, из которой происходит ускоренное истечение текучей среды через плоскую щел ь 14, оканчивающуюс плоским соплом 15, высотой , равной 0,025 хорды Ь элемента и направленным в сторону задней кромки,The flexible bimorph plate 4 is installed without gaps on the upper surface of the element and overlaps a flat slot 9 located along the leading edge to suck the boundary layer from the front surface 10 of the element, perforated in the section from the leading edge to a distance from it equal to a 0.12 chords of the element b and an additional flat slot 11 with a check valve 12 for transferring fluid from the front slit to the additional one and forcing it into the high-pressure chamber 13, from which the accelerated flow of fluid through the plane a slit 14 ending in a flat nozzle 15 with a height equal to 0.025 of the element chord L and directed towards the trailing edge,

Обратный клапан 12 предназначен дл предупреждени обратного перетекани текучей среды из камеры высокого давлени к передней щели и вспучивани биморфной пластины.The non-return valve 12 is designed to prevent the backflow of fluid from the high-pressure chamber to the front slit and to swell the bimorph plate.

Клапан шарнирно подвешен в верхней его части и при подаче текучей среды со стороны передней щели под давлением текучей среды он открываетс , при уменьшении давлени или исчезновении его клапан закрываетс под собственным весом. Усилие дл преодолени сопротивлени клапана зависит от давлени , создаваемого системой вибрационного управлени пограничным слоем в камере высокого давлени . Выбор высоты сопла, равной 0,025 хорды Ь аэродинамического элемента основан на том, что при обтекании аэродинамического элемента потоком в зкой текучей среды и при высоте сопла, не превышающей 0,01 хорды Ь элемента, в зкие слои, сход щие с верхней поверхности элемента, наход щейс между передней кромкой элемента и плоским соплом, смыкаютс с пограничным слоем над верхней поверхностью элемента, наход щейс между соплом и задней кромкой , вследствие чего стру , истекающа изThe valve is pivotally suspended in its upper part and when the fluid is supplied from the front slit under the pressure of the fluid, it opens; when the pressure decreases or disappears, its valve closes under its own weight. The force to overcome the valve resistance depends on the pressure generated by the vibration control system of the boundary layer in the high pressure chamber. The choice of the nozzle height equal to 0.025 of the chord L of the aerodynamic element is based on the fact that when the aerodynamic element flows around the aerodynamic element with a stream of viscous fluid and at a nozzle height not exceeding 0.01 element chord L, the viscous layers converging from the upper surface of the element between the front edge of the element and the flat nozzle are adjacent to the boundary layer above the upper surface of the element located between the nozzle and the trailing edge, as a result of which the jet flowing out

плоского сопла и омывающа заднюю кромку элемента, оказываетс значительно подторможенной , по сравнению со скоростью потенциального течени . Эффективность управлени пограничным слоем при этом уменьшаетс .flat nozzle and washing the trailing edge of the element, is significantly inhibited, compared with the rate of potential flow. The effectiveness of boundary layer control is reduced.

При высоте сопла, равной 0,025 хорды b элемента, характер обтекани становитс таким, при котором в зкие слои, стекающие с верхней поверхности элемента, наход - щейсл перед соплом, не смыкаютс с пограничным слоем нэд поверхностью элемента, наход щейс между соплом и задней кромкой , сохран при этом дро потенциального течени , между в зкими сло ми текучей среды, что обеспечивает благопри тный градиент давлени , предохран ющий от возможного отрыва потока на поверхности аэродинамического элемента и оптимальное увеличение коэффициента подъемной силы Суглах.When the nozzle height is equal to 0.025 of the element chord b, the flow pattern becomes such that the viscous layers flowing down from the upper surface of the element located in front of the nozzle do not interfere with the boundary layer of the element surface located between the nozzle and the trailing edge. while preserving the core of the potential flow between the viscous layers of the fluid, which provides a favorable pressure gradient, which prevents possible flow separation on the surface of the aerodynamic element and an optimal increase in the coefficient lifting force Suglakh.

При высоте сопла, равной более 0,025 хорды b аэродинамического элемента, толщина в зкого следа за соплом возрастает настолько , что утолщени дра плоской струи, истекающей из сопла при этом, недостаточно дл создани благопри тного градиента давлени над верхней поверхностью элемента, вследствие чего происходит подтормажива- ние струи, омывающей заднюю кромку элемента и уменьшение эффективности работы управлени пограничным слоем в отношении увеличени коэффициента Cymax: With a nozzle height of more than 0.025 chords b of the aerodynamic element, the thickness of the sticky wake behind the nozzle increases so that thickening of the core of a flat jet flowing out of the nozzle is not enough to create a favorable pressure gradient over the upper surface of the element, as a result of which the jet washing the trailing edge of the element and the decrease in the efficiency of the boundary layer control in relation to the increase in the coefficient Cymax:

Плоское сопло 15 расположено на рассто нии I от передней кромки элемента, равном 0,73 - 0,82 его хорды Ь, Это рассто ние обусловлено тем, что, при обтекании аэродинамического элемента в зкой текучей средой, на его верхней поверхности до рассто ни от передней кромки, равного I 0,73 хорды b элемента сохран етс прилип- ший турбулентный пограничный слой и установка сопла ближе этого рассто ни от передней кромки была бы нерациональной с точки зрени увеличени потерь, кинетической энергии плоской струи, омывающем вер- хнюю поверхность аэродинамического элемента.The flat nozzle 15 is located at a distance I from the front edge of the element, equal to 0.73 - 0.82 of its chords L, This distance is due to the fact that, when a viscous fluid flows around the aerodynamic element, on its upper surface to a distance from an adherent turbulent boundary layer is retained at the leading edge, which is equal to I 0.73 chord b of the element, and setting the nozzle closer to this distance from the leading edge would be irrational from the point of view of increasing losses, the kinetic energy of the plane jet washing the upper surface with aerodynamics element.

Рассто ние от передней кромки аэродинамического элемента, равное I 0,82 хорды, определ ет начало зоны отрыва турбулентно- го пограничного сло , поэтому оптимальное рассто ние от передней кромки до плоского сопла не должно превышать этот размер, чтобы обеспечить сдув оторвавшегос турбулентного пограничного сло . Исход из вышеизложенного - оптимальный размер I дл установки плоского сопла находитс в пределах 0,73-0,82 хорды b элемента.The distance from the leading edge of the aerodynamic element, equal to I 0.82 chords, determines the beginning of the separation zone of the turbulent boundary layer; therefore, the optimum distance from the leading edge to the flat nozzle should not exceed this size in order to provide blowing off the torn-off turbulent boundary layer. Based on the foregoing, the optimum size I for installing a flat nozzle is in the range of 0.73-0.82 chords b of the element.

Биморфна пластина сопр жена по всему размаху ее задней кромки с торцевымThe bimorph plate is mated across the entire range of its trailing edge with the end face.

поглотителем колебаний 16, выполненным из материала с высоким коэффициентом затухани звука дл предотвращени отражени бегущей волны от заднего торца биморфной пластины и вли ни колебаний генератора волновой деформации на заднюю кромку аэродинамического элемента.an oscillation absorber 16 made of a material with a high sound attenuation coefficient to prevent reflection of the traveling wave from the rear end of the bimorph plate and the influence of oscillations of the wave deformation generator on the trailing edge of the aerodynamic element.

Предлагаемый диапазон частот работы пьезокерамического генератора волновой деформации находитс в пределах 110- 125 Гц.The proposed frequency range of the piezoceramic wave deformation generator is in the range 110-125 Hz.

Попадание генератора волновой деформации в резонанс с близкими частотами ма- о веро тно, а сами колебани генератора значительно безопаснее колебаний акустических нагрузок от работы силовых установок летательных аппаратов.A wave deformation generator falling into resonance with close frequencies is unlikely, and the oscillations of the generator themselves are much safer than the vibrations of acoustic loads from the operation of aircraft power plants.

Кроме того, аэродинамический элемент содержит нижнюю поверхность 17,In addition, the aerodynamic element contains a lower surface 17,

Работа вибрационного управлени пограничным слоем начинаетс с подачи напр жени посто нного тока на крайнюю группу электродов, расположенных первыми к щели всасывани 9. Под группой понимаютс три электрода в виде полос: 6 и 8 - наружные с обеих сторон биморфной пластины 4 и электрод 7 - средний, наход щийс внутри пластины. При по влении напр жени на зажимах всех трех электродов одной группы , в результате обратного пьезоэффекта, происходит деформаци пьезокерамической биморфной пластины 4, то есть ее прогиб в сторону верхней поверхности 1. Запитыва одновременно несколько групп электродов напр жением посто нного тока можно обеспечить создание достаточного прогиба биморфной пластины 4 над щелью всасывани 9, что показано на фиг. 1 штрихпунктирной линией,The operation of the vibrational control of the boundary layer begins with the supply of a direct current voltage to the extreme group of electrodes located first to the suction slit 9. By the group are meant three electrodes in the form of strips: 6 and 8 - outer on both sides of the bimorph plate 4 and electrode 7 - middle located inside the plate. When the voltage at the terminals of all three electrodes of the same group appears, as a result of the inverse piezoelectric effect, the piezoelectric bimorph plate 4 deforms, that is, it bends towards the upper surface 1. By simultaneously supplying several groups of electrodes with DC voltage, it is possible to create a sufficient deflection a bimorph plate 4 above the suction slot 9, as shown in FIG. 1 dash-dot line

Образовавша с полость над щелью всасывани 9 заполн етс текучей средой. Последовательным переключением групп электродов создаетс бегуа(а волна деформации , перемещающа с от передней кромки в направлении к задней кромке.The cavity formed above the suction gap 9 is filled with fluid. By successive switching of the electrode groups, a runway is created (and a deformation wave traveling from from the leading edge towards the trailing edge.

Текуча среда, заполнивша образованную при деформации биморфной пластины полость, переноситс бегущей волной к дополнительной щели 11 и через нее нагнетаетс s камеру высокого давлени 13, откуда через плоскую щель 14 и плоское сопло 15 истекает на верхнюю заднюю поверхность аэродинамического элемента в сторону задней его кромки.The fluid that fills the cavity formed during deformation of the bimorph plate is transported by a traveling wave to the additional slot 11 and the high-pressure chamber 13 is pumped through it, from where it flows through the flat slot 14 and the flat nozzle 15 to the upper rear surface of the aerodynamic element toward its rear edge.

Процесс переноса и нагнетани текучей среды повтор етс с частотой бегущей волны , заданной переключателем напр жени .The process of transferring and pumping fluid is repeated at a traveling wave frequency set by the voltage switch.

Пон тие достаточного прогиба биморфной пластины над щелью всасывани вз то из расчета того, что фактический прогиб пьезокерамического генератора волновой деформации с одной группой электродов, одновременно запитываемой напр жением посто нного электрического тока находитс в пределах от 2 до 10 мкм (или 0,02-0,1 мм).The concept of sufficient deflection of the bimorph plate over the suction slot is taken from the calculation that the actual deflection of the piezoceramic wave deformation generator with one group of electrodes, simultaneously powered by the constant electric current voltage, is in the range from 2 to 10 μm (or 0.02-0 , 1 mm).

При одновременном включении нескольких групп электродов достигаетс прогиб биморфной пластины 0,3 - 0,4 мм.With the simultaneous inclusion of several groups of electrodes, a deflection of a bimorph plate of 0.3-0.4 mm is achieved.

Этот прогиб достаточен дл создани эффекта вихреобразовани и отсоса текучей среды, поскольку, при колебани х плоской поверхности в з зкой жидкости, глубина проникновени вихревого движени б соответствует толщине пограничного сло .This deflection is sufficient to create the effect of vortex formation and suction of the fluid, since, when the surface of a viscous fluid oscillates, the penetration depth of the vortex motion b corresponds to the thickness of the boundary layer.

Толщина пограничного сло дл воздуха при t° 0° С, Р 760 мм рт. ст., скорости невозмущенного потока VCQ 120 м/с; кинематическом коэффициенте в зкости 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.The thickness of the boundary layer for air at t ° 0 ° C, P 760 mm RT. Art., undisturbed flow velocity VCQ 120 m / s; the kinematic coefficient of viscosity U 0.1333 m / s is equal to b 1.2 mm, and it is precisely in this boundary (near-wall) layer that the tangential component of the fluid flow velocity should rapidly change.

При работе пьезокерамического генератора волновой деформации биморфна пластина прогибаетс воерх и за счет создани местных сопротивлений на подветренной поверхности бегущей волны при ее движении в направлении от передней кромки аэродинамического элемента к задней кромке образуютс последовательные линейные вихри и скатываютс к задней кромке , что уменьшает аэродинамическое сопротивление элемента 5. Из камеры высокого давлени 13 через плоскую щель 14 с плоским соплом 15 происходит ускоренное истечение текучей среды дл обдува задней кромки 3. Плоской струей от сопла 15 производитс сдус с задней кромки элемента последовательных линейных вихрей и обеспечиваетс соответствующий каждому сход щему вихрю типа разгонного вихр прирост циркул ции скорости А Г вокруг профил элемента б, направленной в сторону, противоположную циркул ции скорости сход щего вихр , а следовательно , и увеличени коэффициента подъемной силы Д Сушах.During operation of the piezoelectric ceramic wave deformation generator, the bimorph plate bends upward and due to the creation of local resistance on the leeward surface of the traveling wave when it moves in the direction from the leading edge of the aerodynamic element to the trailing edge, successive linear vortices are formed and roll to the trailing edge, which reduces the aerodynamic resistance of element 5 . From the pressure chamber 13 through the flat slot 14 with the flat nozzle 15 is an accelerated flow of fluid for blowing days of edge 3. With a flat stream from nozzle 15, the slug is produced from the trailing edge of the element of successive linear vortices and an increase in the velocity circulation A G around the element profile b directed to the side opposite to the velocity of the converging vortex corresponding to each descending vortex of the type of accelerating vortex is provided. and, consequently, an increase in the coefficient of lift D Sushah.

Применение вибрационногоУПС позвол ет организовать более равномерный отсос текучей среды по размаху передней кромки аэродинамического элемента, а также истечение текучей среды, подаваемой дл обдува задней кромки элемента по ее размаху, избега применени дл этой цели трубопроводов сложной конфигурации и специальных отборов сжатого воздуха, что значительно упрощает и облегчает конструкцию летательного аппарата.The use of vibrational SPS allows organizing a more uniform suction of the fluid along the span of the leading edge of the aerodynamic element, as well as the outflow of fluid supplied to blow the trailing edge of the element along its span, avoiding the use of complicated pipelines and special compressed air sampling for this purpose, which greatly simplifies and facilitates the design of the aircraft.

В результате комбинированного воздействи на пограничный слой элемента:As a result of the combined effect on the boundary layer of the element:

отсоса в передней части поверхности элемента;suction in front of the surface of the element;

5увеличени кинетической энергии пограничного сло за счет вихреобразующего приспособлени в средней части поверхности элемента;5 increase in the kinetic energy of the boundary layer due to the vortex-forming device in the middle part of the surface of the element;

обдува задней кромки элемента пло0 CKOJ струей текучей среды, - реализуетс близкое к безотрывному обтеканию профил аэродинамического элемента до больших углов атаки элемента и увеличени коэффициента ПОДЬеМНОЙ СИЛЫ ДСутах.by blowing the trailing edge of the element with a plane CKOJ jet of fluid, a close to continuous flow profile of the aerodynamic element is realized to large angles of attack of the element and an increase in the LIFT FORCE coefficient in days.

5 Применение вибрационного УПС позвол ет s 2 раза увеличить коэффициент подъемной силы крыла Сутах по сравнению с обычным крылом самолета или же приравн ть эффективность предлагаемого5 The use of vibrational UPS makes it possible to s 2 times increase the lifting force coefficient of the Sutah wing compared to a conventional airplane wing or to equate the efficiency of the proposed

0 УПС к выпуску закрылков на 45° и предкрылков на 22°, но при этом коэффициент лобового сопротивлени Сх остаетс такой же как при убранной механизации крыла, т. е, в 7 раз ниже, чем при выпуске0 UPS for the release of flaps by 45 ° and slats by 22 °, but the drag coefficient Cx remains the same as with the retracted wing mechanization, i.e., 7 times lower than with the release

5 механизации на указанные углы.5 mechanization at the indicated angles.

Кроме того, вибрационного УПС может быть применено в качестве частичного средства управлени летательным аппаратом как в помощь поперечному управлению, такIn addition, vibrational UPS can be used as a partial means of controlling the aircraft, both to aid transverse control, so

0 и в помощь рул м поворота и высоты, что позвол ет повысить надежность летательных аппаратов.0 and to help the steering wheels of turning and height, which allows to increase the reliability of aircraft.

Claims

The claims

5 1. An aerodynamic element of an aircraft, comprising a boundary layer control device made in the form of flat slits: a front one for suctioning the boundary layer from the nose of the aerodynamic element, and a rear one with a flat nozzle for blowing its upper rear part, characterized in that In order to improve aerodynamic performance, the aerodynamic element is equipped with

5 by a vortex-forming device, made in the form of a flexible bimorph plate with an end vibration absorber installed without a gap on the upper surface of the element behind its nose, the aerodynamic element is made with a perforated nose, to which the front slit is connected, with an additional flat slit, which is equipped with a reverse a valve and a high-pressure chamber connected to the additional and back slots, with the front and additional slots overlapped by a bimorph plate.

2, An element according to claim 1, characterized in that the perforated section is made 11178222012

from the front edge of the jao 0.12 chord, it is located at a distance from the front mentch, the flat nozzle is made from the edge of the element equal to 0 73 - 0.82 of its one, equal to 0.025 chords of the element, and the chord.