RU2272746C1 - Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method - Google Patents
Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2272746C1 RU2272746C1 RU2004126104/11A RU2004126104A RU2272746C1 RU 2272746 C1 RU2272746 C1 RU 2272746C1 RU 2004126104/11 A RU2004126104/11 A RU 2004126104/11A RU 2004126104 A RU2004126104 A RU 2004126104A RU 2272746 C1 RU2272746 C1 RU 2272746C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rudder
- gas
- aircraft
- elevator
- zones
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, путем регулирования подъемной (поперечной) силы на управляющих профилях дозвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов улучшить их маневренные свойства.The invention relates to aeronautical engineering and allows, in particular, by adjusting the lifting (lateral) force on the control profiles of subsonic and supersonic aircraft to improve their maneuverability.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является устройство газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата (патент РФ №2148179, опубл. 27.04.2000 г.). В конструкцию устройства входит двигатель, канал воздухозаборника, канал выхлопных газов двигателя, рулевая поверхность, удлинительная труба двигателя, которая служит каналом подвода выхлопных газов к рулевой поверхности. При этом к удлинительной трубе организован подвод воздуха с более низкой температурой, чем выхлопные газы двигателя. Недостатком указанной системы газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата является то, что она недостаточно эффективна для решения задач маневрирования на отдельных этапах полета, так как внешний характер газодинамического обдува рулевой поверхности не позволяет обеспечить только за его счет весь процесс маневрирования самолетом. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов.Closest to the claimed technical solution is the device for gas-dynamic blowing of the steering surface of the aircraft (RF patent No. 2148179, publ. 04/27/2000). The design of the device includes an engine, an air intake channel, an engine exhaust channel, a steering surface, an engine extension pipe, which serves as a channel for supplying exhaust gases to the steering surface. In this case, an air supply with a lower temperature than the exhaust gases of the engine is organized to the extension pipe. The disadvantage of this system of gasdynamic airflow of the steering surface of the aircraft is that it is not effective enough to solve maneuvering tasks at certain stages of the flight, since the external nature of gasdynamic airflow of the steering surface does not allow for the entire process of maneuvering the aircraft only at its expense. It is also difficult to provide cooling of a large mass of exhaust gases.
Изобретение направлено на решение задачи изменения, в частности регулирования поперечной силы летательного аппарата для обеспечения максимального управляющего момента.The invention is aimed at solving the problem of change, in particular, the regulation of the transverse force of the aircraft to provide maximum control torque.
Технический результат состоит в том, что появляется возможность за счет практически мгновенного (на три порядка меньше, чем в применяющихся системах маневрирования) изменения поперечной силы, приложенной к поверхности управляющего профиля на всех режимах полета летательного аппарата, повысить эффективность управления рулевыми поверхностями, предназначенными для создания управляющих моментов, без применения сложных механических или иных систем тяг.The technical result consists in the fact that it is possible, due to almost instant (three orders of magnitude less than in the applicable maneuvering systems) changes in the transverse force applied to the surface of the control profile in all flight modes of the aircraft, to increase the efficiency of steering surfaces designed to create control moments, without the use of complex mechanical or other traction systems.
Технический результат достигается тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, заключающемся в отборе части разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к управляющим поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью струи разогретой смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на боковых поверхностях руля направления, верхней и нижней поверхностях руля высоты, а также на нижних поверхностях левой и правой несущих плоскостей летательного аппарата в обтекающий рули воздушный поток, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки указанных рулевых плоскостей в направлении хорды плоскости каждого руля, перекрывая сверхзвуковым или высокоскоростным дозвуковым (число Маха больше 0,7) потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки, а также при маневрировании летательного аппарата, причем создание управляющего момента в управляющем профиле производят за счет выдува разогретого газа через одну из двух поверхностей управляющего профиля или за счет неодинакового выдува разогретого газа через нижние поверхности левой и правой несущих плоскостей.The technical result is achieved by the fact that in the method of changing the aerodynamic characteristics of the control surfaces of the aircraft, which consists in the selection of part of the heated gas from the gas source and the subsequent supply of the selected gas to the control surfaces of the aircraft, a local blowing is performed at a subsonic speed of the jet of the heated mixture of air and fuel combustion products propulsion system through local blowing zones on the lateral surfaces of the rudder, the upper and lower surfaces of the rudder heights, as well as on the lower surfaces of the left and right bearing planes of the aircraft, into the air stream around the rudders, at the same time, air is taken from the air intake or from the compressor of the propulsion system and is supplied through the regulating bodies through supersonic nozzles, for example, plane configurations, from the leading edge of the specified steering planes in the direction of the chord of the plane of each steering wheel, blocking with a supersonic or high-speed subsonic (Mach number greater than 0.7) flow air subsonic gas jets leaving local blowing zones in take-off and landing modes, as well as during maneuvering of an aircraft, while creating a control moment in the control profile is carried out by blowing hot gas through one of the two surfaces of the control profile or by unequal blowing of heated gas through lower surfaces of the left and right bearing planes.
Кроме того, поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата.In addition, the rotation and inclination or inclination of the aircraft is carried out by regulating the flow of subsonic gas jets through the zones of local blowing of the surfaces of the rudders of the aircraft.
Кроме того, поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата в созданный плоскими соплами сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой (число Маха больше 0,7) поток воздуха.In addition, the rotation and tilt or tilt of the aircraft is controlled by the flow of subsonic gas jets through the zones of local blowing of the surfaces of the rudders of the aircraft into a supersonic or high-speed subsonic (Mach number greater than 0.7) air stream created by flat nozzles.
Технический результат достигается также тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили в виде по крайней мере руля направления и руля высоты, двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на боковых поверхностях руля направления, нижней и верхней поверхностях руля высоты летательного аппарата, причем наружные поверхности зон выдува расположены на уровне поверхности соответствующих плоскостей рулей, на передней кромке руля направления и руля высоты смонтированы сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, в проекции которых находятся все зоны локального выдува.The technical result is also achieved by the fact that in the device for changing the aerodynamic characteristics of the control surfaces of the aircraft containing the fuselage, at least one propulsion system, the fuel system, bearing planes, control profiles in the form of at least a rudder and elevator, the propulsion system is connected sealed highways with local blowing zones located on the lateral surfaces of the rudder, lower and upper surfaces of the elevator of the aircraft one wherein the outer surface of the blowing zones arranged at the surface of the respective planes handlebars, the front edge of the rudder and elevator supersonic nozzles are mounted, for example, flat configuration, in which the projections are all local blowing zone.
Кроме того, в качестве руля высоты используют часть хвостового оперения.In addition, as the elevator use part of the tail.
Кроме того, зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.In addition, local blowing zones are made in the form of permeable porous inserts.
Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке соответствующей поверхности рулей рядами, один за другим.In addition, permeable porous inserts are placed parallel to the front edge of the corresponding surface of the rudders in rows, one after another.
Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха соответствующей плоскости рулей рядами, один за другим, перпендикулярно хорде рулевой поверхности и направлению набегающего воздушного потока.In addition, permeable porous inserts are placed along the span of the corresponding plane of the rudders in rows, one after another, perpendicular to the chord of the steering surface and the direction of the incoming air flow.
Кроме того, выходное сечение сверхзвуковых сопл перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок, а плоские корпуса сопл расположены вплотную к обдуваемой поверхности рулей.In addition, the output section of the supersonic nozzles is perpendicular to the plane of the outer surfaces of the inserts, and the flat nozzle bodies are located close to the blown surface of the rudders.
Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного пограничного слоя.In addition, in front of each permeable porous insert and parallel to it, a rectangular slit was made for tearing and renewing the near-surface boundary layer.
Кроме того, между проницаемыми пористыми вставками и прилегающей поверхностью несущей плоскости установлена экранно-вакуумная изоляция.In addition, a screen-vacuum insulation is installed between the permeable porous inserts and the adjacent surface of the bearing plane.
Таким образом, применение перекрытия искусственно созданными сверхзвуковыми или высокоскоростными дозвуковыми (число Маха больше 0,7) воздушными потоками зон локального выдува дозвуковых газовых струй позволяет решить указанную задачу и достичь заявленного технического результата. Это позволяет расширить возможности для маневрирования летательными аппаратами и повысить безопасность полетов.Thus, the use of overlapping by artificially created supersonic or high-speed subsonic (Mach numbers greater than 0.7) air flows of the zones of local blowing of subsonic gas jets allows us to solve this problem and achieve the claimed technical result. This allows you to expand the ability to maneuver aircraft and increase flight safety.
Предлагаемое техническое решение основано на известном теоретическом положении, согласно которому при локальном выдуве разогретого газа в холодный набегающий сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия Л.А.Вулиса (см. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука. 1969 г., стр. 188-189) происходит торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, струя выдуваемого газа является препятствием для набегающего потока, и перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, который передается на поверхность управляющего профиля. Дозвуковая поперечная струя разогретого газа со скоростью, меньшей скорости обтекающего профили воздушного потока, выдуваемого через проницаемые пористые вставки, является также препятствием для высокоскоростного дозвукового (число Маха больше 0,7) набегающего потока, который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким. В результате давление газа в области выдува значительно повышается.The proposed technical solution is based on a well-known theoretical position, according to which, when a heated gas is locally blown into a cold incident supersonic flow in accordance with the equation of inversion of the influence of L. A. Vulis (see Abramovich G. N. Applied gas dynamics. M., Science. 1969 G., p. 188-189) there is a deceleration of the flow, accompanied by an increase in pressure. In addition, the jet of blown gas is an obstacle to the incident flow, and an oblique shock wave arises in front of the jet, upon transition through which the supersonic flow changes the direction of motion. As a result of this geometric effect, an additional impulse of pressure force arises, which is transmitted to the surface of the control profile. The subsonic transverse jet of heated gas at a speed lower than the velocity of the airflow flowing around the profiles blown through permeable porous inserts is also an obstacle for a high-speed subsonic (Mach number greater than 0.7) free flow, which is intensively inhibited in accordance with the characteristics of isoentropic flows, and the increased the temperature of the blown gas makes this obstacle more severe. As a result, the gas pressure in the blowing region rises significantly.
Повышение давления в области локального тепломассоподвода может привести к отрыву потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию местной отрывной зоны, что обусловливает усиление геометрического воздействия на сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой (число Маха больше 0,7) поток и дальнейшее повышение давления. Интенсивность торможения потока возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности управляющего профиля по дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Сформировавшаяся вследствие этого поперечная сила, действующая, например, на нижнюю поверхность руля высоты или несущей плоскости, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность при отсутствии локального выдува газа в сверхзвуковых или высокоскоростных дозвуковых струях воздуха. Это и является причиной увеличения поперечной силы там, где производится выдув газа, благодаря чему создается требуемый управляющий момент и отпадает необходимость в сложной механизации для отклонения рулевых поверхностей.An increase in pressure in the area of local heat and mass supply can lead to a separation of the viscous gas flow on the streamlined surface and the formation of a local separation zone, which leads to an increase in the geometric effect on the supersonic or high-speed subsonic (Mach number greater than 0.7) flow and a further increase in pressure. The rate of flow inhibition increases. The resulting increase in pressure propagates down and upstream along the surface of the control profile along the subsonic part of the boundary layer. The force effect on the surface also increases due to the reaction force of the blown gas jet. The resulting transverse force acting, for example, on the lower surface of the elevator or the bearing plane, with a constant pressure on its upper surface, is significant and can several times exceed the pressure on the lower surface in the absence of local gas blowing in supersonic or high-speed subsonic jets of air. This is the reason for the increase in the transverse force where the gas is blown, which creates the required control moment and eliminates the need for complex mechanization to deflect the steering surfaces.
Кроме того, из-за образования локальных отрывных зон при местном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока, снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.In addition, due to the formation of local separation zones during local gas blowing, in which the gas moves in the opposite direction to the undisturbed flow, the integral frictional drag force, which prevents the aircraft from moving horizontally, decreases.
Для обеспечения работоспособности конструкции управляющего профиля в условиях тепломассоподвода организуется локальное охлаждение участков его поверхности.To ensure the operability of the design of the control profile under conditions of heat and mass supply, local cooling of sections of its surface is organized.
Возможность торможения сверхзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном неизотермической выдуве газа в поток подтверждается экспериментальными данными, приведенными в литературных источниках.The possibility of deceleration of a supersonic flow near a streamlined surface during local non-isothermal gas blowing into a flow is confirmed by the experimental data presented in published sources.
Перечисленные физические эффекты не поддаются простому суммированию, так как в их основе лежат сложные газодинамические процессы, которые имеют нелинейный характер. При определенном сочетании параметров набегающего потока воздуха и струи выдуваемого газа эти процессы могут усиливать друг друга и приводить к формированию значительной поперечной силы (см. "Течение газа с подводом тепла вблизи внешней поверхности тела". Обзор ОНТИ ЦАГИ. Москва, 1971. №347, стр. 185.; Низовцев В.М., Москалец Г.Н. Влияние расположения области локального тепломассоподвода на распределение давления и трения по поверхности летательного аппарата в сверхзвуковом потоке вязкого газа. Сборник "Методы исследований аэротермодинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов". Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа". ЦАГИ, 1992 г., стр. 140-141.; Низовцев В.М. Численные расчеты структуры отрывных зон в ламинарном и турбулентном пограничном слое сжимаемого газа при локальном массотеплоподводе. Сборник "Турбулентный пограничный слой". Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа". ЦАГИ, 1991 г., стр. 103.; Низовцев В.М. Sharp air fall head flux and surface loading distribution particularity in hypersonic viscose flow with local head mass supply. Тезисы докладов Международной конференции "Исследования гиперзвуковых течений и гиперзвуковые технологии". ЦАГИ, 1994 г, стр. 17-18).The listed physical effects are not amenable to simple summation, since they are based on complex gas-dynamic processes that are non-linear. With a certain combination of the parameters of the incoming air flow and the blown gas jet, these processes can strengthen each other and lead to the formation of a significant transverse force (see "Gas flow with heat supply near the outer surface of the body." Review ONTI TsAGI. Moscow, 1971. No. 347, p. 185 .; Nizovtsev VM, Moskalets GN The influence of the location of the local heat and mass supply on the distribution of pressure and friction on the surface of the aircraft in a supersonic flow of viscous gas. Collection "Research methods aerothermodynamically their characteristics of hypersonic aircraft. "Abstracts of the TsAGI annual scientific school seminar" Fluid and Gas Mechanics. TsAGI, 1992, pp. 140-141 .; VM Nizovtsev. Numerical calculations of the structure of separation zones in the laminar and turbulent border a compressible gas layer with local mass heat supply. Collection "Turbulent boundary layer. Abstracts of the TsAGI annual scientific school-seminar" Fluid and gas mechanics. TsAGI, 1991, p. 103 .; Nizovtsev V.M. Sharp air fall head flux and surface loading distribution particularity in hypersonic viscose flow with local head mass supply. Abstracts of the International Conference "Research on hypersonic flows and hypersonic technologies." TsAGI, 1994, p. 17-18).
На чертеже показан (вид сбоку) в качестве примера устройства управляющий профиль, которым в данном случае является руль высоты, где в, d - граница пристеночного (пограничного) слоя; е - точка отрыва пограничного слоя; f - область возвратного течения; g - дозвуковая струя газа, нормальная к обтекаемой поверхности; i - граница дозвуковой струи газа, нормальной к поверхности; j - граница сверхзвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности. Кроме того, на чертеже приведены следующие обозначения: М - число Маха потока; T∞ - температура набегающего потока; р∞ - давление набегающего потока; V∞ - скорость набегающего потока; v - местная скорость газа; Т - температура газа, выдуваемого через пористые вставки; р - давление газа на поверхности руля в окрестности пористой вставки; Yвв -усилие, приложенное к верхней поверхности руля высоты; Yвн - усилие, приложенное к нижней поверхности руля высоты; Мвв, Мвн - вращающие моменты, создаваемые рулем высоты.The drawing shows (side view) as an example of a device a control profile, which in this case is the elevator, where in, d is the boundary of the wall (boundary) layer; e is the separation point of the boundary layer; f is the area of the return flow; g is the subsonic gas jet normal to the streamlined surface; i is the boundary of a subsonic jet of gas normal to the surface; j is the boundary of the supersonic jet of gas flowing from the nozzle parallel to the streamlined surface. In addition, the drawing shows the following notation: M - Mach number of the stream; T∞ is the free-stream temperature; p∞ is the pressure of the oncoming flow; V∞ is the free-stream velocity; v is the local gas velocity; T is the temperature of the gas blown through the porous inserts; p is the gas pressure on the surface of the steering wheel in the vicinity of the porous insert; Yвв - force applied to the upper surface of the elevator; Yвн - the force applied to the lower surface of the elevator; MVV, MVN - torques created by the elevator.
Устройство содержит руль высоты 1, являющийся управляющим профилем. Кроме него управляющими профилями являются руль направления и несущие плоскости. На нижней поверхности 2 управляющего профиля 1 установлены проницаемые пористые вставки 3 вровень с нижней поверхностью 2 для поперечного относительно набегающего холодного воздушного потока выдува разогретой газовоздушной смеси через них. Под обеими поверхностями управляющего профиля 1 в их внутреннем объеме установлена магистраль 4, соединенная с проницаемыми вставками 3 и, например, с выхлопным соплом двигателя или газогенератором (не показаны), а также с воздухозаборником через магистраль 5. Таким образом, перед подачей в проницаемые пористые вставки 3 горячий и холодные газы смешиваются в магистрали 4. Под верхней поверхностью 6 управляющего профиля 1 установлена магистраль 7, соединенная, например, с компрессором двигателя (не показаны) и ресивером 8 для подачи в последний сжатого воздуха. Ресивер 8 установлен в окрестности передней кромки управляющего профиля 1. Ресивер 8 непосредственно соединен с входом плоского сверхзвукового сопла 9. Проницаемые пористые вставки 3 могут быть размещены параллельно передней кромке соответствующей поверхности рулей 1 рядами, один за другим. Кроме того, проницаемые пористые вставки 3 могут быть размещены вдоль размаха соответствующей плоскости рулей рядами, один за другим, перпендикулярно хорде рулевой поверхности и направлению набегающего воздушного потока. Выходное сечение сверхзвуковых сопл 9 перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок 3, а плоские корпуса сопл расположены вплотную к обдуваемой поверхности управляющих профилей 1. Перед каждой проницаемой вставкой 3 и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного (пограничного) слоя. Между проницаемыми пористыми вставками 3 и прилегающей поверхностью рулей или несущей плоскости установлена экранно-вакуумная изоляция.The device contains a steering wheel height 1, which is the control profile. In addition to it, the steering profiles are the rudder and bearing planes. On the lower surface 2 of the control profile 1, permeable porous inserts 3 are installed flush with the lower surface 2 for transverse relative to the incident cold air stream by blowing the heated air-gas mixture through them. Under both surfaces of the control profile 1, a line 4 is installed in their internal volume, connected to permeable inserts 3 and, for example, to an engine exhaust nozzle or gas generator (not shown), as well as to an air intake through the line 5. Thus, before being fed into the permeable porous inserts 3 hot and cold gases are mixed in the line 4. Under the upper surface 6 of the control profile 1, a line 7 is installed, connected, for example, to an engine compressor (not shown) and a receiver 8 for supplying to the latter compressed air. The receiver 8 is installed in the vicinity of the leading edge of the control profile 1. The receiver 8 is directly connected to the inlet of the flat supersonic nozzle 9. Permeable porous inserts 3 can be placed parallel to each other in front of the front edge of the corresponding surface of the rudders 1. In addition, permeable porous inserts 3 can be placed along the span of the corresponding plane of the rudders in rows, one after another, perpendicular to the chord of the steering surface and the direction of the incoming air flow. The output section of supersonic nozzles 9 is perpendicular to the plane of the outer surfaces of the inserts 3, and the flat nozzle bodies are located close to the blown surface of the control profiles 1. A rectangular slit is made in front of each permeable insert 3 and parallel to it to rupture and renew the near-surface (boundary) layer. A screen-vacuum insulation is installed between the permeable porous inserts 3 and the adjacent surface of the rudders or the bearing plane.
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
В ходе полета летательного аппарата требуется осуществлять маневрирование, в частности изменять высоту полета с помощью руля высоты, проводить развороты влево, вправо с помощью руля направления, осуществлять крен влево, вправо с помощью обеих несущих плоскостей. Поскольку предложенный способ применим ко всем трем указанным управляющим профилям, постольку рассмотрим работу устройства на примере руля высоты 1.During the flight of the aircraft, it is required to carry out maneuvering, in particular, to change the flight altitude using the elevator, to turn left and right with the rudder, to roll to the left, to the right with the help of both bearing planes. Since the proposed method is applicable to all three of the specified control profiles, we will consider the operation of the device using the example of the elevator 1.
Руль высоты 1 при полете летательного аппарата находится в дозвуковом потоке воздуха (число Маха меньше 1). Для уменьшения высоты летательного аппарата его носовая часть должны быть направлена вниз, то есть для создания такого вращательного момента (момента тонгажа) необходимо сформировать поперечную силу, приложенную к поверхности руля высоты 1 и направленную вверх (см. чертеж). Для этого формируют область повышенного давления на внешней стороне нижней поверхности 2 руля высоты 1 за счет поперечного относительно этой поверхности выдува с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости набегающего внешнего воздушного потока, разогретого газа в холодный набегающий воздушный поток через проницаемые пористые вставки 3, установленные на нижней 2 и верхней 6 поверхностях руля высоты 1 на одном уровне с поверхностью. Для этого отбирают разогретый, например, от выхлопного сопла или газогенератора газ и подают его в магистраль 4, в которой он смешивается с воздухом, отобранным через канал 5 от воздухозаборника или компрессора двигателя (не показаны), образуя газовоздушную смесь. Эта газовоздушная смесь в необходимой пропорции поступает через регулирующие элементы к проницаемым пористым вставкам 3 на нижней 2 или верхней 6 поверхностях руля высоты 1. Через проницаемые пористые вставки 3 производят с дозвуковой (число Маха больше 0,7) скоростью выдув газа во внешний набегающий высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. При этом скорость выдува газа через проницаемые пористые вставки 3 меньше скорости внешнего воздушного потока. На этапе взлета и посадки, когда скорость летательного аппарата недостаточна для формирования значительно поперечной силы, определяющей вращательный момент, осуществляют кратковременный отбор воздуха от компрессора турбореактивного двигателя (не показан) через герметичную магистраль 7 в ресивер 8 плоских сверхзвуковых или дозвуковых сопл 9 для создания дополнительного высокоскоростного (с числом Маха больше 0,7) воздуха, параллельного поверхности 2 или 6 в их пристеночной области. В этом случае на поверхности управляющего профиля образуется вполне достаточная поперечная сила, а необходимый вращательный момент формируется степенью подачи (неодинакового выдува) разогретого газа через проницаемые вставки 3 с той и другой стороны управляющего профиля 1.The elevator 1 during flight of the aircraft is in a subsonic air flow (Mach number less than 1). To reduce the height of the aircraft, its nose should be directed downward, that is, to create such a rotational moment (moment of toning), it is necessary to form a transverse force applied to the surface of the elevator 1 and directed upwards (see drawing). For this, a region of increased pressure is formed on the outer side of the lower surface 2 of the elevator 1 due to the blowing transverse relative to this surface at a subsonic speed, but lower than the speed of the incoming external air flow, heated gas into the cold incoming air flow through permeable porous inserts 3 mounted on the lower 2 and upper 6 surfaces of the elevator 1 at the same level with the surface. To do this, a gas, for example, heated up, for example, is taken from the exhaust nozzle or gas generator and fed to line 4, in which it is mixed with air taken through channel 5 from the air intake or engine compressor (not shown), forming a gas-air mixture. This air-gas mixture in the necessary proportion enters through the permeable porous inserts 3 on the lower 2 or upper 6 surfaces of the elevator 1. Through the permeable porous inserts 3, the gas is blown into the external incident high-speed subsonic at a subsonic (Mach number greater than 0.7) air flow. In this case, the speed of gas blowing through permeable porous inserts 3 is less than the speed of the external air flow. At the take-off and landing stage, when the speed of the aircraft is insufficient to form a significantly transverse force that determines the torque, a short-term air is taken from the turbojet engine compressor (not shown) through the pressurized line 7 to the receiver 8 of flat supersonic or subsonic nozzles 9 to create an additional high-speed (with a Mach number greater than 0.7) of air parallel to the surface 2 or 6 in their parietal region. In this case, a quite sufficient transverse force is formed on the surface of the control profile, and the required rotational moment is formed by the degree of supply (unequal blowing) of the heated gas through the permeable inserts 3 on either side of the control profile 1.
Температура газа, который отбирается от газогенератора, выхода камеры сгорания или выхода турбины зависит от величины потребной дополнительной подъемной силы, создающей управляющий момент, которая тем выше, чем больше температура этого газа. Однако указанная температура ограничена сверху прочностными характеристиками конструкционных материалов, а снизу должна превышать температуру набегающего воздушного потока на 160-200 градусов Кельвина. При этих сравнительно низких температурах дополнительная подъемная сила еще достаточно велика (приемлема) для создания управляющего момента. В то же время суммарная масса отбираемой газовоздушной смеси в единицу времени оказывается сравнительно небольшой и составляет 0,2-0,5% от массового расхода газа через двигатель, то есть расхода газа в единицу времени.The temperature of the gas that is taken from the gas generator, the output of the combustion chamber or the output of the turbine depends on the amount of additional additional lifting force that creates the control moment, which is higher, the higher the temperature of this gas. However, the indicated temperature is limited from above by the strength characteristics of structural materials, and from below it must exceed the temperature of the incoming air flow by 160-200 degrees Kelvin. At these relatively low temperatures, the additional lifting force is still large enough (acceptable) to create a control torque. At the same time, the total mass of the selected gas-air mixture per unit time is relatively small and amounts to 0.2-0.5% of the mass gas flow through the engine, that is, the gas flow per unit time.
Функционирование других управляющих профилей осуществляется аналогичным образом, то есть за счет выдува разогретого газа через одну из двух поверхностей управляющего профиля. Создание момента крена осуществляют за счет неодинакового выдува разогретого газа через нижние поверхности левой и правой несущих плоскостей.The functioning of other control profiles is carried out in a similar way, that is, by blowing heated gas through one of the two surfaces of the control profile. The creation of the roll moment is carried out due to the unequal blowing of the heated gas through the lower surfaces of the left and right bearing planes.
Особенно важным является применение данного способа при взлете и посадке, когда скорость летательного аппарата может оказаться недостаточной для выполнения маневрирования с использованием механических тяг и отклоняющихся поверхностей.Especially important is the application of this method during takeoff and landing, when the speed of the aircraft may be insufficient to perform maneuvering using mechanical rods and deviating surfaces.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004126104/11A RU2272746C1 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004126104/11A RU2272746C1 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2272746C1 true RU2272746C1 (en) | 2006-03-27 |
Family
ID=36388877
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004126104/11A RU2272746C1 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2272746C1 (en) |
-
2004
- 2004-08-27 RU RU2004126104/11A patent/RU2272746C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6930743B2 (en) | Ejector and airfoil shape | |
| US4767083A (en) | High performance forward swept wing aircraft | |
| US6302360B1 (en) | Vortex generation for control of the air flow along the surface of an airfoil | |
| US8152109B2 (en) | Method and system for controlling fluid flow in relation to a foil and harnessing energy therefrom | |
| Loth et al. | Circulation controlled STOL wing optimization | |
| RU2272746C1 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method | |
| RU2282563C2 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| Jain et al. | Study on fluidic thrust vectoring techniques for application in V/STOL aircrafts | |
| RU2383469C1 (en) | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end | |
| US3149805A (en) | Jet curtain v/stol system | |
| US5531406A (en) | Flow-vectored trailing-edge for airfoils and jets | |
| RU2491206C2 (en) | Method and device for lift generation for vtol aircraft | |
| Polezhaev | Will there or will there not be a hypersonic airplane? | |
| JP7217272B2 (en) | Winglet ejector configuration | |
| RU2706760C1 (en) | Aircraft | |
| US3012738A (en) | Air-borne vehicle | |
| WO2010050839A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2274585C2 (en) | Method for variation of aerodynamic characteristics of flight vehicle and device for its realization | |
| Wilde et al. | Integrated design of fluidic flight controls for a flapless aircraft | |
| US4844385A (en) | Pneumatic aerodynamic control surface | |
| RU2789419C1 (en) | Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds | |
| Moeller et al. | Hingeless flow control over a Delta-wing planform | |
| US4230292A (en) | Propulsion/control for VTOL vehicle | |
| US20020109043A1 (en) | Flight vehicle having internal lift surfaces |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140828 |