RU2282563C2 - Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method - Google Patents
Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282563C2 RU2282563C2 RU2004126103/11A RU2004126103A RU2282563C2 RU 2282563 C2 RU2282563 C2 RU 2282563C2 RU 2004126103/11 A RU2004126103/11 A RU 2004126103/11A RU 2004126103 A RU2004126103 A RU 2004126103A RU 2282563 C2 RU2282563 C2 RU 2282563C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- subsonic
- gas
- air
- blowing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу крыльев дозвуковых летательных аппаратов.The invention relates to aeronautical engineering and allows, in particular, to increase the lifting force of the wings of a subsonic aircraft.
Наиболее близким к заявленному техническому решению, в частности, по изменению подъемной силы самолета 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 задачи существенного увеличения подъемной силы, в частности дозвуковых самолетов, так как срез (выходное сечение) выхлопного сопла двигателя располагается у задней кромки крыла, а поток газа, истекающий из сопла, сложно развернуть и направить на крыло к передней кромке. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов. Такого рода обдув несущих плоскостей в высокоскоростном потоке в течение длительного времени сложно организовать, да и он существенно не повлияет на величину подъемной силы, а реализация обдува затруднена из-за малой плотности воздуха на высотах около 10 км.The closest to the claimed technical solution, in particular, to change the lifting force of the aircraft is a 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 gas-dynamic blowing of the steering surface of the aircraft is that it is not effective enough to solve the problem of a significant increase in lift, in particular subsonic aircraft, since the cut (output section) of the engine exhaust nozzle is located at the trailing edge of the wing, and the gas flow expiring from the nozzle, it is difficult to deploy and direct it to the wing to the leading edge. It is also difficult to provide cooling of a large mass of exhaust gases. It is difficult to organize such blowing of bearing planes in a high-speed flow for a long time, and it will not significantly affect the magnitude of the lifting force, and the implementation of blowing is difficult due to the low air density at altitudes of about 10 km.
Изобретение направлено на решение задачи изменения подъемной силы дозвукового летательного аппарата в широких пределах, в частности, на решение задачи увеличения подъемной (поперечной) силы на 25-30%.The invention is directed to solving the problem of changing the lifting force of a subsonic aircraft over a wide range, in particular, to solving the problem of increasing the lifting (lateral) force by 25-30%.
Технический результат состоит в том, что появляется возможность практически мгновенного увеличения подъемной силы на всех режимах полета летательного аппарата. Кроме увеличения подъемной (поперечной) силы несущих плоскостей появляется возможность создания крена или изменения высоты полета с использованием только несущих плоскостей, то есть без применения сложных механических или иных систем тяг.The technical result consists in the fact that it becomes possible to almost instantly increase the lift in all flight modes of the aircraft. In addition to increasing the lifting (transverse) force of the bearing planes, it becomes possible to create a roll or change the flight height using only bearing planes, that is, without the use of complex mechanical or other traction systems.
Кроме того, техническое решение позволяет в случае его применения для носовой части летательного аппарата формировать усилие, тормозящее летательный аппарат в любых режимах полета.In addition, the technical solution allows, if applied to the bow of the aircraft, to generate a force that inhibits the aircraft in any flight mode.
Технический результат достигается тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, заключающемся в отборе разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости дозвукового внешнего набегающего потока, струи, разогретой до температуры, отличной от температуры набегающего воздушного потока, и температуры пограничного слоя этого потока, смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на нижней и/или верхней частях крыла летательного аппарата или на фюзеляже в пограничный слой обтекающего их воздушного потока, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его со сверхзвуковой скоростью через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки крыла, например, по нижней части крыла в направлении хорды крыла, перекрывая высокоскоростным потоком воздуха с числом Маха больше 0,7 выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки на участках полетной трассы.The technical result is achieved by the fact that in the method of changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft, which consists in the selection of heated gas from a gas source and the subsequent supply of the selected gas to the surfaces of the aircraft, a local blowing is performed with a subsonic speed, but lower than the speed of the subsonic external incoming flow, jet, heated to a temperature different from the temperature of the incident air stream and the temperature of the boundary layer of this stream, a mixture of air and product fuel combustion of the propulsion system through local blowing zones on the lower and / or upper parts of the wing of the aircraft or on the fuselage into the boundary layer of the air stream flowing around them, at the same time, air is taken from the air intake or from the compressor of the propulsion system and, through regulating bodies, it at supersonic speed through supersonic nozzles, for example, flat in configuration, from the leading edge of the wing, for example, along the lower part of the wing in the direction of the wing chord, rekryvaya high-speed air flow to a Mach number greater than 0.7 departing from the zones of local subsonic gas jet blowing air-fuel ratio of the propulsion system of the combustion products in the areas of flight route.
Кроме того, выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата.In addition, the roll and the change in the flight altitude of the aircraft is carried out by regulating the flow of subsonic gas jets through the zone of local blowing of the lower surfaces of the bearing planes of the aircraft.
Кроме того, выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата в созданный плоскими соплами сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой поток воздуха.In addition, the roll and the change in the flight altitude of the aircraft is carried out by regulating the flow of subsonic gas jets through the zones of local blowing of the lower surfaces of the bearing planes of the aircraft into the supersonic or high-speed subsonic air flow created by flat nozzles.
Технический результат достигается также тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, имеющую топливную систему, крыло и управляющие профили, двигательная установка выполнена с возможностью отбора воздуха и получения смеси воздуха и продуктов сгорания топлива и соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на поверхностях крыла и управляющих профилей летательного аппарата, а на передней кромке крыла и/или на носу фюзеляжа в нижней их части расположены сверхзвуковые сопла, а в верхней их части дозвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, предназначенные для выдува воздуха и взаимодействия с соответствующими зонами локального выдува упомянутой смеси, наружные поверхности которых расположены на уровне поверхности крыла или фюзеляжа.The technical result is also achieved by the fact that in a device for changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft containing the fuselage of at least one propulsion system having a fuel system, a wing and control profiles, the propulsion system is configured to take air and produce a mixture of air and products combustion of fuel and is connected by airtight lines with local blowing zones located on the surfaces of the wing and control profiles of the aircraft, and on Supersonic nozzles are located in the lower part of the wing and / or on the nose of the fuselage, and subsonic nozzles, for example, are flat in configuration, designed to blow air and interact with the corresponding zones of local blowing of the mixture, the outer surfaces of which are located on wing or fuselage surface level.
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 крыла рядами, один за другим.In addition, permeable porous inserts are arranged parallel to the front edge of the wing in rows, one after the other.
Кроме того, в случае большого угла стреловидности проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха крыла рядами, один за другим, перпендикулярно хорде крыла и направлению набегающего воздушного потока.In addition, in the case of a large sweep angle, permeable porous inserts are placed along the wing span in rows, one after another, perpendicular to the wing chord and the direction of the incoming air flow.
Кроме того, выходное сечение сверхзвуковых сопел перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок, а плоские корпуса сопел расположены вплотную к нижней поверхности крыла.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 lower surface of the wing.
Кроме того, в случае большого угла стреловидности сопла для создания сверхзвуковых и высокоскоростных дозвуковых струй расположены отдельными секциями перпендикулярно хорде крыла.In addition, in the case of a large sweep angle, the nozzles for creating supersonic and high-speed subsonic jets are arranged in separate sections perpendicular to the wing chord.
Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления 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 boundary layer.
Кроме того, между проницаемыми пористыми вставками и прилегающей поверхностью крыла установлена экранно-вакуумная изоляция.In addition, a screen-vacuum insulation is installed between the permeable porous inserts and the adjacent surface of the wing.
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 дает возможность увеличить коммерческую нагрузку дозвуковых самолетов или снизить расход топлива или увеличить дальность коммерческого перелета, а также 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 makes it possible to increase the commercial load of subsonic aircraft or reduce fuel consumption or increase the range of a commercial flight, as well as expand the possibilities for maneuvering 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., напр., Г.Н.Абрамович. 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, которая передается на поверхность крыла. 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. 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 поток и дальнейшее повышение давления. Интенсивность торможения потока возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности крыла 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 на нижнюю поверхность крыла, 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 сверхзвуковые или высокоскоростные дозвуковые струи воздуха. Это и является причиной увеличения подъемной силы несущей плоскости, удерживающей летательный аппарат в полете.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, for example, G. N. Abramovich. Applied gas dynamics. M .: Science, 1969, pp. 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 wing surface. 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. 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 a supersonic or high-speed subsonic flow and a further increase in pressure. The rate of flow inhibition increases. The resulting increase in pressure propagates down and upstream along the wing surface 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 on the lower surface of the wing, with a constant pressure on its upper surface, is significant and can be several times higher than the pressure on the lower surface in the absence of local gas blowing into supersonic or high-speed subsonic air jets. This is the reason for the increase in the lifting force of the carrier plane, which holds the aircraft in flight.
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 несущей плоскости в условиях тепломассоподвода организуется локальное охлаждение участков ее поверхности.To ensure the operability of the design of the bearing plane 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, а значит, подъемной силы (см., напр., «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 amplify each other and lead to the formation of a significant transverse, and therefore, lifting force (see, for example, “Gas flow with heat supply near the outer surface of the body.”) TsAGI, Moscow, 1971. No. 347, p. 185 .; Nizovtsev VM, Moskalets GN Effect of the location of the local heat and mass supply region on the distribution of pressure and friction on the surface of an aircraft in a supersonic flow of viscous gas. the aerothermodynamic 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, pp. 17-18.
В связи с вышеизложенным следует отметить, что на крейсерском режиме полета плоские сверхзвуковые сопла, как правило, не используются, за исключением случаев, связанных с маневрированием, а используется выдув смеси воздуха с продуктами сгорания топлива в двигательной установке в пограничный слой через проницаемые пористые вставки. Пористые вставки могут быть установлены на нижней и верхней поверхностях крыльев и фюзеляжа, так же как и плоские сверхзвуковые сопла, при этом следует отметить, что плоские сверхзвуковые сопла могут работать в режимах создания как сверхзвукового потока воздуха, так и высокоскоростного потока воздуха с числом Маха больше 0,7, но меньше 1. Поэтому для упрощения этот последний вариант работы сопел можно назвать дозвуковым, а сопла дозвуковыми.In connection with the foregoing, it should be noted that in the cruise flight mode flat supersonic nozzles are usually not used, with the exception of cases associated with maneuvering, but a mixture of air with the products of fuel combustion in the propulsion system is blown into the boundary layer through permeable porous inserts. Porous inserts can be installed on the lower and upper surfaces of the wings and the fuselage, as well as flat supersonic nozzles, it should be noted that flat supersonic nozzles can operate in the modes of creating both a supersonic air flow and a high-speed air flow with a Mach number greater than 0.7, but less than 1. Therefore, to simplify, this last version of the nozzle operation can be called subsonic, and the nozzle is subsonic.
При выдуве газовой смеси через вставки только на нижних поверхностях крыльев и/или на нижней поверхности фюзеляжа в высокоскоростной дозвуковой поток в силу указанных причин на нижних поверхностях образуется область повышенного давления и соответственно создается дополнительная подъемная сила. При выдуве газовой смеси через вставки только на верхних поверхностях можно температуру выдуваемого газа и скорость выдува подобрать так, что на верхних поверхностях крыльев и/или фюзеляжа возникнет значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности без выдува газа через эту поверхность. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия и подтверждается численными расчетами. В результате также создается дополнительная подъемная сила. При сочетании этих вариантов, то есть выдуве газа в указанных режимах в дозвуковой поток воздуха на нижней и верхней поверхностях, дополнительная подъемная сила может быть максимальной.When the gas mixture is blown through the inserts only on the lower surfaces of the wings and / or on the lower surface of the fuselage into a high-speed subsonic flow, due to the indicated reasons, a region of increased pressure is formed on the lower surfaces and, accordingly, an additional lifting force is created. When the gas mixture is blown through the inserts only on the upper surfaces, the temperature of the blown gas can be selected and the blowing speed selected so that a significant decrease in pressure arises on the upper surfaces of the wings and / or fuselage compared to the pressure of the incident air flow and with pressure on the upper surface without blowing gas through this surface. This phenomenon does not contradict the inversion equation of influence and is confirmed by numerical calculations. The result also creates additional lifting force. When combining these options, that is, blowing gas in the indicated modes into a subsonic air flow on the lower and upper surfaces, additional lifting force can be maximum.
Аналогичным образом производится, в основном при взлете, посадке и маневрировании, процедура получения дополнительной подъемной силы с использованием плоских сверхзвуковых и дозвуковых сопел, перекрывающих высокоскоростным потоком воздуха с числом Маха больше 0,7 выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи смеси воздуха и продуктов сгорания топлива. Следует только отметить, что на верхних плоскостях, где необходимо создавать пониженное давление, могут использоваться только дозвуковые сопла. Таким образом, как это уже было указано выше, можно работать при включенных соплах только на нижних поверхностях крыльев и/или фюзеляжа, только на верхних или на верхних и нижних частях (поверхностях) крыльев и/или фюзеляжа. При этом на нижних поверхностях могут работать как сверхзвуковые, так и дозвуковые сопла.In the same way, mainly during take-off, landing and maneuvering, the procedure for obtaining additional lift using flat supersonic and subsonic nozzles, blocking a high-speed air stream with a Mach number greater than 0.7, subsonic gas jets of a mixture of air and combustion products leaving the local blowing zones, is performed fuel. It should only be noted that on the upper planes, where it is necessary to create a reduced pressure, only subsonic nozzles can be used. Thus, as already mentioned above, it is possible to work with the nozzles turned on only on the lower surfaces of the wings and / or fuselage, only on the upper or upper and lower parts (surfaces) of the wings and / or fuselage. At the same time, both supersonic and subsonic nozzles can work on the lower surfaces.
На фиг.1 приведена схема устройства, реализующего указанный способ в случае выдува сверхзвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к нижней поверхности крыла, и выдува высокоскоростной дозвуковой струи из сопла, прилегающего к верхней поверхности крыла (вид сбоку части крыла в потоке газа в разрезе), где: а - скачки уплотнения; b, d - граница пристеночного (пограничного) слоя; с - волны разрежения; е - точка отрыва пограничного слоя, f - область возвратного течения; g - дозвуковая струя газа, нормальная к обтекаемой поверхности; h - граница дозвуковой части пограничного слоя; I - граница дозвуковой струи газа; j - граница сверхзвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности. Кроме того, на фигуре 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 крыла в окрестности пористой вставки; Yдоп - дополнительная поперечная (подъемная) сила, обусловленная выдувом газа через проницаемую вставку.Figure 1 shows a diagram of a device that implements the specified method in the case of blowing a supersonic jet of air from a nozzle adjacent to the lower surface of the wing, and blowing a high-speed subsonic jet from the nozzle adjacent to the upper surface of the wing (side view of a part of the wing in the gas flow in section) where: a - shock waves; b, d is the boundary of the parietal (boundary) layer; c - rarefaction waves; e is the separation point of the boundary layer, f is the region of the return flow; g is the subsonic gas jet normal to the streamlined surface; h is the boundary of the subsonic part of the boundary layer; I is the boundary of the subsonic gas jet; j is the boundary of the supersonic jet of gas flowing from the nozzle parallel to the streamlined surface. In addition, the figure shows the following notation: M is the 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 wing surface in the vicinity of the porous insert; Ydop - additional transverse (lifting) force due to the blowing of gas through the permeable insert.
На фиг.2 приведена схема устройства, реализующего способ выдува высокоскоростной дозвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к нижней поверхности крыла, и выдува высокоскоростной дозвуковой струи воздуха из сопла, прилегающего к верхней поверхности крыла, где: в, d - граница 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 дозвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности.Figure 2 shows a diagram of a device that implements a method of blowing a high-speed subsonic air stream from a nozzle adjacent to the lower surface of the wing, and blowing a high-speed subsonic air stream from a nozzle adjacent to the upper surface of the wing, where: c, d is the boundary layer boundary; 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 subsonic jet of gas flowing from the nozzle parallel to the streamlined surface.
На фиг.3 показана часть крыла, содержащая предложенное устройство и часть фюзеляжа (вид сверху).Figure 3 shows a part of the wing containing the proposed device and part of the fuselage (top view).
На фиг.4 показана часть крыла и часть фюзеляжа, содержащая предложенное устройство, при этом на нижней поверхности фюзеляжа показано сверхзвуковое сопло, на верхней - дозвуковое сопло (вид сверху).Figure 4 shows part of the wing and part of the fuselage containing the proposed device, while on the lower surface of the fuselage shows a supersonic nozzle, on the top - a subsonic nozzle (top view).
Устройство для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата включает в себя (фиг.3, 4) воздухозаборник 1 турбореактивного двигателя (ТРД) 2, компрессор 3 ТРД, камеру сгорания 4 ТРД, выхлопное сопло 5 ТРД, герметичную магистраль 6 для отбора газа от камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5 и подачи его к нижней поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24 через внутренний объем несущей плоскости 8 или корпуса фюзеляжа 24 и поперечного выдува в набегающий внешний высокоскоростной поток, регулирующие элементы 9 магистрали 6, в частности, редуктор-регулятор давления, обратный клапан, предохранительный клапан и др., канал отбора воздуха 10 от компрессора 3, дополнительный воздухозаборник 11, проницаемые пористые вставки 12 для выдува газа через поверхность 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24 в набегающий поток, оси которых соответственно перпендикулярны хорде крыла 8 или параллельны передней кромке крыла 8 или перпендикулярны оси корпуса фюзеляжа 24, а также могут занимать на крыле 8 и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности крыла 8, плоские щели 13 прямоугольной формы, расположенные перед проницаемыми пористыми вставками 12 и параллельно им на определенном расстоянии, которые предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24; плоские сверхзвуковые сопла 14 и дозвуковые сопла 15 (фиг.1, 4) или дозвуковые сопла 15 (фиг.2) для создания дополнительного сверхзвукового или высокоскоростного дозвукового (число Маха не меньше 0,7) потока воздуха, в частности, от передней кромки вдоль поверхности 7 крыла 8, перекрывающего зоны локального выдува газа через проницаемые вставки 12 в режимах взлета и посадки, при маневрировании летательного аппарата; каналы с развитой поверхностью теплообмена 16 для прокачки топлива или иной жидкости с целью охлаждения участков поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24, примыкающих к проницаемым пористым вставкам 12; насос 17 для подачи топлива (жидкости) в каналы 16 охлаждения участков поверхности 7 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24, примыкающих к пористым вставкам 12; конструктивные элементы 18 системы управления отбором и выдувом газа и охлаждением участков поверхности 7 крыла 8 или корпуса фюзеляжа 24; экранно-вакуумная теплоизоляция 19; бак с топливом 20. Компрессор 3 и ресивер 22 плоских сопел 14 и 15 связывает герметичная магистраль 21. На фигурах показана также верхняя поверхность 23 крыльев 8.A device for changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft includes (Fig. 3, 4) an air intake 1 of a turbojet engine (turbojet engine) 2, a compressor 3 of a turbojet engine, a combustion chamber 4 of a turbojet engine, an exhaust nozzle 5 of a turbojet engine, and an airtight pipe 6 for taking gas from the combustion chamber 4 or the exhaust nozzle 5 and supplying it to the lower surface 7 of the wing 8 or the fuselage body 24 through the internal volume of the carrier plane 8 or the fuselage body 24 and transverse blowing into the incident external high-speed flow, control elements 9 master and 6, in particular, a pressure regulator-pressure regulator, non-return valve, safety valve, etc., an air intake channel 10 from the compressor 3, an additional air intake 11, permeable porous inserts 12 for blowing gas through the surface 7 of the wing 8 or the fuselage body 24 flow, the axes of which are respectively perpendicular to the chord of the wing 8 or parallel to the front edge of the wing 8 or perpendicular to the axis of the fuselage body 24, and can also occupy an intermediate position between these two positions on the wing 8 depending on the angle of the arrows wing 8 of clarity, flat rectangular slit 13 disposed in front of permeable porous inserts 12 and parallel thereto at a certain distance, which are designed to tear and renewal of the boundary layer on the surface 7 of the wing or fuselage 24 8 of the housing; flat supersonic nozzles 14 and subsonic nozzles 15 (FIGS. 1, 4) or subsonic nozzles 15 (FIG. 2) to create an additional supersonic or high-speed subsonic (Mach number not less than 0.7) air flow, in particular from the leading edge along surface 7 of wing 8, overlapping zones of local gas blowing through permeable inserts 12 in take-off and landing modes when maneuvering an aircraft; channels with a developed heat exchange surface 16 for pumping fuel or other liquid to cool sections of the surface 7 of the wing 8 or the fuselage body 24 adjacent to the permeable porous inserts 12; a pump 17 for supplying fuel (liquid) to the cooling channels 16 of the surface sections 7 of the wing 8 and the fuselage body 24 adjacent to the porous inserts 12; structural elements 18 of the control system for the selection and blowing of gas and cooling sections of the surface 7 of the wing 8 or the body of the fuselage 24; screen-vacuum thermal insulation 19; fuel tank 20.
Устройство функционирует при крейсерском режиме полета дозвукового летательного аппарата, а также на этапах его взлета, посадки и при маневрировании, причем на этапах взлета и посадки кратковременно используются плоские сверхзвуковые 14 и/или дозвуковые 15 сопла, создающие дополнительный поток воздуха вдоль нижней поверхности 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 (сверхзвуковые сопла 14) и вдоль верхней поверхности 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 (дозвуковые сопла 15).The device operates during the cruising flight mode of a subsonic aircraft, as well as at the stages of its take-off, landing and maneuvering, and at the stages of take-off and landing, plane supersonic 14 and / or subsonic 15 nozzles are used for a short time, creating an additional air flow along the lower surface of 7
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Воздухозаборник 1 через соответствующий канал обеспечивает подачу воздуха в двигатель (ТРД) 2, в камеру сгорания 4 и выхлопное сопло 5 которого поступают продукты сгорания топлива (выхлопные газы), причем в камере сгорания 4 температура и давление выше, чем во входной части выхлопного сопла 5. Затем осуществляют отбор разогретого газа из камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5, или от газогенератора, который на фиг. не показан (в зависимости от того, какие значения давления и температуры выдуваемого газа необходимы), в герметичную магистраль 6, связывающую камеру сгорания 4 или выхлопное сопло 5 с внутренней стороной нижней поверхности 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 или с внутренней стороной верхних поверхностей 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24. В эту же магистраль 6 подают воздух от компрессора 3 ТРД 2 по каналу 10. После перемешивания холодного, из канала 10, и разогретого, из магистрали 6, компонентов образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 9 поступает к проницаемым пористым вставкам 12 на нижних поверхностях 7 (верхних поверхностях 23) крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 с внутренней стороны этой поверхности. Через проницаемые пористые вставки 12 производят выдув газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. На этапах взлета и посадки, когда скорость летательного аппарата недостаточна для формирования значительной дополнительной подъемной силы, осуществляют кратковременный отбор воздуха от компрессора 3 в герметичную магистраль 21, связывающую компрессор 3 с ресивером 22 плоских сопел 14 и 15. Сжатый воздух через регулирующие элементы поступает в ресивер 22 и далее в сверхзвуковые сопла 14 для создания дополнительного высокоскоростного потока воздуха параллельно нижней поверхности 7 крыла 8 и в дозвуковые сопла 15 для создания дополнительного потока воздуха вдоль верхней поверхности 23 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24. В ряде случаев вместо сверхзвукового сопла 14 на нижних поверхностях 7 крыла 8 и корпуса фюзеляжа 24 может быть применено дозвуковое сопло, в частности, для снижения массового расхода воздуха через сопло и снижения акустического воздействия на окружающую среду.The
Пример 1.Example 1
Вспомогательные сопла 14 и 15 на нижних 7 и верхних 23 поверхностях крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24 не используются - крейсерский режим.
В первом варианте выдув газа осуществляется через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток (число Маха M∞ ~ 0,7). Параметры выдуваемого газа - температура Т1>T∞ и скорость выдува - подобраны так, что на нижних поверхностях 7 образуется область повышенного давления (р1>р∞). Через вставки на верхних поверхностях 23 газ не выдувается. Создается дополнительная подъемная сила.In the first embodiment, gas is blown through
Во втором варианте выдув газа осуществляется через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. Параметры выдуваемого газа - температура Т1>T∞ и скорость выдува - подобраны так, что на нижних поверхностях 7 образуется область повышенного давления (р1>р∞). Кроме этого, выдув газа или газовой смеси осуществляется через вставки 12 на верхних поверхностях 23 в высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. Параметры выдуваемого газа - температура Т2>Т∞ и скорость выдува - подобраны так, что на верхних поверхностях 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 14 возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува газа через эту поверхность. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия. В таком случае суммарный эффект значительного повышения подъемной силы обусловлен одновременным повышением давления на нижних поверхностях 7 и снижением давления на верхних поверхностях 23 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 24.In the second embodiment, gas is blown through
В третьем варианте выдув газа через вставки 12 на нижних поверхностях 7 в высокоскоростной дозвуковой поток не осуществляется. Выдув производится только через вставки 12 на верхних поверхностях 23. Параметры выдуваемого газа - температура Т2>Т∞ и скорость выдува - подобраны так, что на верхних поверхностях 7 крыльев 8 и корпуса фюзеляжа 14 возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего воздушного потока и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува газа через эту поверхность. В этом случае также создается дополнительная подъемная сила, но ее значение несколько ниже, чем в первом и во втором вариантах.In the third embodiment, gas is not blown through the
Указанные варианты можно применять отдельно, то есть, например, только на крыльях или только на корпусе фюзеляжа.These options can be used separately, that is, for example, only on the wings or only on the fuselage body.
Температура газа, который отбирается от компрессора 3 или камеры сгорания 4 или выхлопного сопла 5, зависит от величины потребной дополнительной подъемной силы, 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). В то же время суммарная масса отбираемой газовоздушной смеси в единицу времени оказывается сравнительно небольшой и составляет 0,5-1% от массового расхода газа через двигатель 2, то есть расхода газа в единицу времени.The temperature of the gas, which is taken from the
В результате на крейсерских дозвуковых режимах полета, то есть при числах Маха 0,7-0,8, подъемная сила может быть увеличена в 1,5-2 раза.As a result, at cruising subsonic flight modes, that is, with Mach numbers 0.7-0.8, the lifting force can be increased by 1.5-2 times.
Пример 2 для режимов взлета, посадки, маневрирования.Example 2 for takeoff, landing, maneuvering modes.
Однако, чтобы обеспечить близкую к этому значению величину подъемной силы при меньших скоростях полета, в частности при взлете и посадке, маневрировании, аварийной ситуации, производят выдув сверхзвуковой или в отдельных случаях высокоскоростной дозвуковой струи с числом Маха не менее 0,7. При этом расход воздуха, отбираемого от компрессора 3 для создания такого дополнительного потока, составляет не более 1,5% от массового расхода газа через двигатель 2 в течение этих этапов полета или маневрирования (десятки секунд).However, in order to provide a magnitude of lift close to this value at lower flight speeds, in particular during take-off and landing, maneuvering, an emergency, a supersonic or, in some cases, high-speed subsonic jet with a Mach number of at least 0.7 is blown. Moreover, the air flow taken from the
При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий воздушный сверхзвуковой поток (вытекающий из сопла воздух особенно холодный) в соответствии с уравнением обращения воздействия Вулиса (См. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969 г., 188-189) происходит интенсивное торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, дозвуковая струя выдуваемого газа является препятствием для сверхзвукового воздушного потока, перед которым возникает косой скачок уплотнения. Давление газа за скачком уплотнения передается, например, на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Дозвуковая поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 12, является также препятствием и для высокоскоростного дозвукового набегающего дозвукового потока (число Маха больше 0,7), 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 и передается на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможении сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 крыла 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя (при дозвуковом обтекании вверх по потоку вдоль пограничного слоя). (См. Г.Шлихтинг. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974 г., стр.65.) Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа.When a stream of heated gas is blown locally into a cold incoming supersonic air stream (the air escaping from the nozzle is especially cold) in accordance with the equation for reversing the effect of Vulis (See Abramovich GN, Applied Gas Dynamics. Moscow: Nauka, 1969, 188- 189) there is an intense deceleration of the flow, accompanied by an increase in pressure. In addition, the subsonic jet of the blown gas is an obstacle to the supersonic air flow, in front of which an oblique shock wave occurs. The gas pressure behind the shock wave is transmitted, for example, to the
В случае поперечного выдува газа через верхнюю поверхность 23 крыла 8 или корпус фюзеляжа 24 в набегающий дозвуковой поток при определенном сочетании параметров выдуваемого газа (температуры и скорости выдува) возникает значительное понижение давления по сравнению с давлением набегающего потока, что не противоречит уравнению обращения воздействия. В этом случае суммарный эффект значительного повышения подъемной силы обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности 7 и снижением давления на верхней поверхности 23 крыла 8 и/или корпуса фюзеляжа 24.In the case of transverse blowing of gas through the
В данном примере возможны следующие варианты.The following options are possible in this example.
Вариант 1, относящийся к нижней поверхности крыльев.
В этом варианте имеются два случая.In this embodiment, there are two cases.
В первом случае осуществляется выдув газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия сверхзвуковых струй, истекающих из сверхзвукового сопла 14 (фиг.1). В результате давление газа в области выдува в этой зоне перекрытия значительно повышается и передается на нижнюю поверхность 7 крыла 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможении сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышении давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 несущей плоскости 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. В результате возникает дополнительная подъемная сила, направленная вверх, а суммарная подъемная сила крыльев может быть увеличена в 1,4-1,6 раза.In the first case, gas is blown through the
Во втором случае варианта 1 осуществляют выдув газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на нижней поверхности 7 (фиг.2). В этом случае дозвуковая поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 12, является препятствием для высокоскоростного дозвукового потока плоской струи (число Маха около 0,7 и более), 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 и передается на нижнюю поверхность 7 крыльев 8. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - вдоль хорды крыла 8 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа по обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения (локальной отрывной зоны). Образование этой области приводит к более интенсивному торможению сверхзвукового приповерхностного потока воздуха или высокоскоростного дозвукового потока, дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 7 несущей плоскости 8 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. В результате возникает дополнительная подъемная сила, направленная вверх, а суммарная подъемная сила крыльев может быть увеличена в 1,2-1,4 раза. Однако в этом случае снизится расход воздуха через сопло 15 на 20-30% и снизится акустическое воздействие на окружающую среду.In the second case of
Вариант 2, относящийся к верхней поверхности крыльев.
В этом варианте осуществляют выдув газа через вставки 12 только на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.1, 2). При этом выдуве газа при определенном сочетании параметров выдуваемого газа (температуры Т2>Т∞ и скорости выдува) возникает значительное понижение давления (Р2<Р∞) по сравнению с давлением набегающего невозмущенного потока воздуха и с давлением на верхней поверхности 23 без выдува разогретого газа. Это явление не противоречит уравнению обращения воздействия Л.А.Вулиса и подтверждается численными расчетами. При этом сила давления на нижнюю поверхность 7 остается неизменной. В результате суммарная подъемная сила увеличивается в 1,1-1,3 раза.In this embodiment, gas is blown through the
Следует отметить, что искусственный сверхзвуковой (струйный) поток на верхней поверхности 23 крыла 8 с помощью сверхзвуковых сопел не создается, так в этом случае при выдуве разогретого газа в воздушный поток образовалась бы область повышенного давления, а дополнительная поперечная сила оказалась бы направленной вниз, а не вверх, что привело бы к уменьшению суммарной подъемной силы. Поэтому на фиг.1 и 2 сверхзвуковые сопла 14 на верхней поверхности 23 крыла отсутствуют, а показаны дозвуковые сопла 15.It should be noted that an artificial supersonic (jet) flow on the
Вариант 3, относящийся к нижней и верхней поверхности крыльев.
В этом варианте в первом случае можно осуществлять выдув разогретого газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия сверхзвуковых струй, истекающих из сверхзвукового сопла 14 на нижней поверхности (фиг.1). При этом одновременно производят выдув разогретого газа через вставки 12 на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.1). Как это уже указывалось в вариантах 1 и 2 примера 2, суммарное давление на нижнюю поверхность 7 крыла 8 возрастает, а над верхней поверхностью 23 крыла 8 - падает. В этом случае суммарный эффект повышения подъемной силы в 1,5-1,8 раза обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности крыла и снижением давления на его верхней поверхности.In this embodiment, in the first case, it is possible to blow the heated gas through the
Во втором случае этого варианта осуществляют выдув разогретого газа через вставки 12 на нижней поверхности 7 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на нижней поверхности (фиг.2). При этом одновременно производят выдув разогретого газа через вставки 12 на верхней поверхности 23 крыла 8 в зоне перекрытия высокоскоростных дозвуковых струй, истекающих из дозвукового сопла 15 на верхней поверхности 23 (фиг.2). В этом случае при определенном сочетании параметров выдуваемого газа, как это уже указывалось выше, суммарное давление на нижнюю поверхность 7 крыла 8 возрастает, а над верхней поверхностью 23 крыла 8 - падает. Таким образом, суммарный эффект повышения подъемной силы в 1,3-1,6 раза обусловлен одновременным повышением давления на нижней поверхности крыла и снижением давления на его верхней поверхности (фиг.2).In the second case of this option, the heated gas is blown through the
Все три указанных варианта примера 2 для крыльев равным образом относятся и к формированию дополнительной поперечной (подъемной) силы на поверхности корпуса фюзеляжа 24, только вместо нижней и верхней поверхностей крыльев используются нижняя и верхняя поверхности корпуса фюзеляжа вместе с упомянутым дополнительным оборудованием, что иллюстрируется фиг.4.All three of the indicated variants of Example 2 for wings equally apply to the formation of additional lateral (lifting) force on the surface of the
Пример 3, относящийся к маневрированию на различных этапах полета.Example 3 related to maneuvering at various stages of flight.
При выполнении крена необходимо обеспечить поворот летательного аппарата относительно продольной оси корпуса фюзеляжа. Для создания вращательного момента осуществляют регулирование подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей 7 крыльев 8 летательного аппарата (фиг.1, 2, 3) в пограничный слой воздушного потока на крейсерском режиме полета. Для этого подбирают такое сочетание параметров выдуваемого через вставки 12 газа - температуры Т1>T∞ и скорости выдува - на левом и правом крыле, чтобы дополнительная подъемная сила ΔYл на левом крыле оказалась больше дополнительной подъемной силы ΔYп правом крыле. В таком случае крен будет выполнен в правую сторону (вращение вокруг оси фюзеляжа летательного аппарата по часовой стрелке). Если дополнительная подъемная сила ΔYл на левом крыле окажется меньше дополнительной подъемной силы ΔYп на правом крыле, то будет выполнен крен в левую сторону (вращение летательного аппарата вокруг оси фюзеляжа против часовой стрелки). В последнем случае, например, необходимо, чтобы температура выдуваемого газа для правого крыла оказалась выше температуры выдуваемого газа для левого крыла - Т1п>Т1л (фиг.1, 2).When performing a roll, it is necessary to ensure rotation of the aircraft relative to the longitudinal axis of the fuselage body. To create a rotational moment, the flow of subsonic gas jets through the zones of local blowing of the
Для обеспечения крена на этапах взлета и посадки в аварийных ситуациях такое регулирование подачи разогретого газа через зоны локального выдува осуществляют с использованием созданного плоскими соплами на нижних поверхностях 7 крыльев сверхзвукового или высокоскоростного дозвукового потока воздуха, как это было уже описано выше в примере 2, вариант 1 (1-й и 2-й случаи), вариант 3 (1-й и 2-й случаи) (фиг.1, 2).To ensure roll at the take-off and landing stages in emergency situations, such control of the heated gas supply through the local blowing zones is carried out using the supersonic or high-speed subsonic air flow created by flat nozzles on the lower surfaces of the wings, as was already described above in example 2, option 1 (1st and 2nd cases), option 3 (1st and 2nd cases) (Figs. 1, 2).
На этапах взлета и посадки при возникновении аварийных ситуаций помимо значительного роста подъемной силы путем создания упомянутым образом дополнительной подъемной силы необходимо также изменять положение летательного аппарата относительно оси, проходящей через центр масс и перпендикулярной оси симметрии фюзеляжа, то есть необходимо изменять угол тангажа. Подобного типа маневрирование осуществляют за счет выдува газа через вставки 12 на поверхности корпуса фюзеляжа 24 (фиг.4).At the take-off and landing stages in case of emergency, in addition to a significant increase in lift by creating the additional lift in the aforementioned manner, it is also necessary to change the position of the aircraft relative to the axis passing through the center of mass and perpendicular to the axis of symmetry of the fuselage, i.e. it is necessary to change the pitch angle. A similar type of maneuvering is carried out by blowing gas through the
Если, например, выдувать газ только через вставки 12 на нижней поверхности 23 фюзеляжа вблизи его носовой части, то носовая часть переместится вверх за счет вращения летательного аппарата вокруг оси, перпендикулярной оси фюзеляжа. В этом случае летательный аппарат будет набирать высоту. Если же выдувать разогретый газ только через вставки 12 на нижней поверхности фюзеляжа вблизи донного среза, то есть вблизи оперения: рулей высоты и направления, то возникшая дополнительная поперечная сила будет поднимать хвостовую часть, а носовая часть опустится вниз и летательный аппарата начнет снижение (фиг.3, 4). Такое маневрирование возможно как на крейсерском режиме, так и при взлете, посадке, в аварийных ситуациях. В последнем случае для повышения эффективности выдува газа через вставки 12 используют сверхзвуковые и дозвуковые струи воздуха от плоских сопел, которые располагаются рядами на нижней поверхности корпуса фюзеляжа 24 (фиг.4).If, for example, gas is only blown through
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004126103/11A RU2282563C2 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004126103/11A RU2282563C2 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004126103A RU2004126103A (en) | 2006-02-10 |
| RU2282563C2 true RU2282563C2 (en) | 2006-08-27 |
Family
ID=36049681
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004126103/11A RU2282563C2 (en) | 2004-08-27 | 2004-08-27 | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2282563C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2383469C1 (en) * | 2008-09-09 | 2010-03-10 | Владимир Михайлович Низовцев | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end |
| RU2414387C2 (en) * | 2009-02-18 | 2011-03-20 | Геннадий Алексеевич Копылов | Method of generating gas for blowing aircraft surfaces, and steam generator |
| RU2496680C1 (en) * | 2009-10-12 | 2013-10-27 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Streamlined body, primarily for aircraft |
| US8573542B2 (en) | 2009-08-26 | 2013-11-05 | Airbus Operations Limited | Aerofoil slot blowing |
| RU2621771C2 (en) * | 2015-09-15 | 2017-06-07 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method of lowering the spent part of space-mission vehicle submissile and the device for its implementation |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2946540A (en) * | 1948-09-13 | 1960-07-26 | Sebac Nouvelle Sa | Jet propelled aircraft |
| US3974987A (en) * | 1975-05-07 | 1976-08-17 | Northrop Corporation | Cascade effect blown flap |
| US4099691A (en) * | 1976-12-13 | 1978-07-11 | The Boeing Company | Boundary layer control system for aircraft |
| RU2148179C1 (en) * | 1997-12-25 | 2000-04-27 | Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет | Device for gas-dynamic blow of control surface of flying vehicle |
-
2004
- 2004-08-27 RU RU2004126103/11A patent/RU2282563C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2946540A (en) * | 1948-09-13 | 1960-07-26 | Sebac Nouvelle Sa | Jet propelled aircraft |
| US3974987A (en) * | 1975-05-07 | 1976-08-17 | Northrop Corporation | Cascade effect blown flap |
| US4099691A (en) * | 1976-12-13 | 1978-07-11 | The Boeing Company | Boundary layer control system for aircraft |
| RU2148179C1 (en) * | 1997-12-25 | 2000-04-27 | Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет | Device for gas-dynamic blow of control surface of flying vehicle |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2383469C1 (en) * | 2008-09-09 | 2010-03-10 | Владимир Михайлович Низовцев | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end |
| RU2414387C2 (en) * | 2009-02-18 | 2011-03-20 | Геннадий Алексеевич Копылов | Method of generating gas for blowing aircraft surfaces, and steam generator |
| US8573542B2 (en) | 2009-08-26 | 2013-11-05 | Airbus Operations Limited | Aerofoil slot blowing |
| RU2496680C1 (en) * | 2009-10-12 | 2013-10-27 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Streamlined body, primarily for aircraft |
| RU2621771C2 (en) * | 2015-09-15 | 2017-06-07 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method of lowering the spent part of space-mission vehicle submissile and the device for its implementation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004126103A (en) | 2006-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US12252265B2 (en) | Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles | |
| US4767083A (en) | High performance forward swept wing aircraft | |
| US9587585B1 (en) | Augmented propulsion system with boundary layer suction and wake blowing | |
| Páscoa et al. | A review of thrust-vectoring in support of a V/STOL non-moving mechanical propulsion system | |
| US20160280358A1 (en) | Hybrid Flow Control Method for Simple Hinged Flap High-Lift System | |
| US7150432B2 (en) | Horizontal augmented thrust system and method for creating augmented thrust | |
| Loth et al. | Flight performance of a circulation controlled STOL aircraft | |
| US20160152324A1 (en) | Fluidic fence for performance enhancement | |
| Loth et al. | Circulation controlled STOL wing optimization | |
| RU2282563C2 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method | |
| Jain et al. | Study on fluidic thrust vectoring techniques for application in V/STOL aircrafts | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2272746C1 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method | |
| Polezhaev | Will there or will there not be a hypersonic airplane? | |
| RU2383469C1 (en) | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end | |
| US3465990A (en) | Aircraft having energy-conserving means | |
| RU2706760C1 (en) | Aircraft | |
| US3022026A (en) | Air intake for jet sustained aircraft | |
| JP7217272B2 (en) | Winglet ejector configuration | |
| WO2010050839A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2274585C2 (en) | Method for variation of aerodynamic characteristics of flight vehicle and device for its realization | |
| RU2789419C1 (en) | Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds | |
| RU2711633C2 (en) | Short take-off and landing aircraft with gas-dynamic control | |
| CN101306723A (en) | Process and device for changing air resistance of moving objects | |
| RU2196914C2 (en) | Flying vehicle power plant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140828 |