RU2372251C1 - Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля и устройство для его осуществления - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к областям авиадвигателестроения и самолетостроения. Устройство управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля содержит внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя, канал для вдува воздуха, выполненные в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов. Каналы соединяют полость с внешней средой. Канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели или в виде трубчатых каналов. Канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5-15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку. На выходе из каналов вдува воздуха могут быть установлены сопловые приплюснутые поворотные насадки. Способ характеризуется использованием устройства. Изобретения направлены на создание условий устойчивого обтекания аэродинамического профиля и увеличение максимально допустимых углов атаки. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к областям авиадвигателестроения и самолетостроения, может быть использовано при создании лопаточных машин и крыльев летательных аппаратов.

Актуальной задачей является управление пограничным слоем при обтекании аэродинамических профилей для расширения области устойчивой работы и увеличения нагруженности лопаток компрессора, а также для сокращения длины пробега при взлете и посадке самолета.

Известен способ управления пограничным слоем, патент US 6682022 от 04.11.2002 г., базирующийся на использовании микроперфорации, выполненной по специальной технологии. В данном способе управление пограничным слоем при обтекании какого-либо тела осуществляется в результате связи внутренней полости через микропоры с распределенным по поверхности тела давлением. При этом как отсос пограничного слоя, так и его вдув производят в направлении нормали к поверхности тела. Уменьшение пограничного слоя, вызванное его отсосом ниже по течению, может быть перекрыто его ростом, поскольку нормальный вдув выше по течению приведет к увеличению пограничного слоя, который при положительном градиенте давления ускоренно нарастает. Поэтому эффективность такого способа управления пограничным слоем в случае обтекания аэродинамического профиля вызывает сомнение.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является крыло летательного аппарата, патент RU №2081791 от 08.04.1993 г., содержащее отдельные элементы, представляющие в сечении аэродинамические профили, которые образуют его верхнюю поверхность с зазором между ними и крылом. Такая форма профиля крыла предлагается для формирования противотока в щели, который должен уменьшать толщину пограничного слоя в задней части крыла и увеличивать площадь разрежения.

Недостатком данного устройства является то, что отсос пограничного слоя в задней части крыла сопряжен со значительным возмущением основного потока, возможен даже его отрыв в результате вдува воздуха в передней части крыла, поскольку этот вдув производится под значительным углом к направлению основного потока в месте наибольшего разрежения, где еще не сформировался пограничный слой. Поэтому достижение положительного суммарного эффекта от такого рода управления пограничным слоем может оказаться проблематичным.

Задачей заявляемого технического решения является создание условий для устойчивого безотрывного обтекания аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, путем управления пограничным слоем на спинке их профиля.

Технический результат достигается в заявляемом способе управления пограничным слоем при обтекании аэродинамических профилей посредством устройства управления пограничным слоем при обтекании аэродинамических профилей, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, заключается в том, что на спинке лопаток и/или крыльев производят отсос пограничного слоя из зоны повышенного давления и его вдув в зону пониженного давления для циркуляции воздуха из пограничного слоя потока и создания условий устойчивого обтекания аэродинамических профилей. Для этого в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов выполняют внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха, при этом каналы соединяют выполненную полость с внешней средой, производят отсос пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла через канал, который выполнен или в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~3% хорды профиля, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, отстоящих на расстояние ~30% хорды профиля от задней кромки лопатки компрессора, и/или крыла летательного аппарата. Вдув воздуха производят из полости в зону пониженного давления под углом 5-15° к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата в направлении по потоку через канал, который выполнен или в виде сплошной щели шириной ~0,5% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~1,5% хорды профиля, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, отстоящих на расстояние 30…40% хорды профиля от места отсоса.

Вдув воздуха из полости через канал для вдува может производиться в тангенциальном направлении по потоку посредством установленного на выходе из канала соплового поворотного насадка, при этом канал для вдува воздуха выполнен под углом от 45 до 90° к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата.

Устройство для управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, содержит каналы для отсоса и вдува воздуха из пограничного слоя потока, образованные аэродинамическими элементами для обеспечения циркуляции и создания условий устойчивого обтекания аэродинамического профиля лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов. В теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов выполнены внутренняя полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха. При этом каналы соединяют полость с внешней средой, канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~3% хорды профиля, которые эквивалентны по площади проходного сечения площади сплошной щели, отстоящих на расстояние ~30% хорды профиля от задней кромки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата, а канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5-15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку и выполнен или в виде сплошной щели шириной ~0,5% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~1,5% хорды профиля, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели и отстоящих на расстояние 30…40% хорды профиля от места отсоса.

На выходе из канала для вдува воздуха установлен сопловой поворотный насадок, обеспечивающий вдув воздуха из полости в тангенциальном направлении по потоку, при этом канал для вдува воздуха выполнен под углом от 45 до 90° к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата.

Сопловой поворотный насадок выполнен приплюснутым для уменьшения сопротивления при обтекании его потоком.

Предложенные способ и устройство позволяют расширить область устойчивой работы компрессора, сократить габариты и увеличить его КПД, а в случае крыла, улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета и увеличить максимально допустимые углы атаки при его маневрировании.

На фиг.1 схематично показано устройство для управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, где изображен аэродинамический профиль лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата с внутренней полостью, каналом отсоса и каналом вдува воздуха для управления пограничным слоем на спинке профиля.

На фиг.2а, 2б, 2в, 2г, 2д изображены каналы для отсоса пограничного слоя и для вдува воздуха для управления пограничным слоем на спинке профиля.

На фиг.2а показан фрагмент профиля лопатки или крыла с каналом для отсоса пограничного слоя.

На фиг 2б показан фрагмент профиля лопатки или крыла с каналом для вдува воздуха, выполненый под углом 5-15°.

На фиг.2в показан фрагмент профиля лопатки или крыла с каналом, выполненным под углом 45° и сопловым поворотным насадком, для тангенциального вдува воздуха по потоку.

На фиг.2г показан вид спереди соплового поворотного насадка для щелевого канала.

На фиг.2д показан вид спереди сопловых поворотных насадков для трубчатых каналов.

Заявленное устройство, реализующее способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, изображенное на фиг.1, 2а, 2б, 2в, 2г, 2д, содержит аэродинамический профиль 1, внутреннюю полость 2, канал 3 для отсоса пограничного слоя, выполненный в виде сплошной щели или в виде трубчатых каналов, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, канал 4 для вдува воздуха, выполненный в виде сплошной щели или в виде ряда трубчатых каналов, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, которые соединяют внутреннюю полость 2 с внешней средой, и сопловой поворотный насадок 5, установленный на выходе из канала 4 для тангенциального вдува воздуха, фиг.2г и 2д.

Работа устройства, реализующего заявляемый способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, основана на том, что при обтекании указанного профиля возникает положительный градиент давления, который, с одной стороны, способствует ускоренному нарастанию пограничного слоя, что с увеличением угла атаки приводит к его отрыву. С другой стороны, позволяет организовать в пограничном слое посредством каналов 3, 4 и полости 2 самоциркуляцию воздуха, препятствующую отрыву пограничного слоя. Через канал 3 для отсоса пограничного слоя, расположенный на расстоянии ~30% хорды профиля от задней кромки в зоне повышенного давления, фиг.1, под углом 90° отсасывается воздух из пограничного слоя, фиг.2а, который затем поступает в полость 2 и через канал 4 для вдува воздуха, отстоящий на расстояние 30…40% хорды профиля от канала отсоса, вдувается воздух в пограничный слой в зоне пониженного давления по потоку под углом 5-15°, фиг.2б. При этом достигается как уменьшение толщины пограничного слоя в зоне входа в канал 3, так и увеличение продольной скорости в уже сформировавшемся пограничном слое в зоне выхода из канала 4, что способствует увеличению предельного угла атаки, при котором сохраняется устойчивое безотрывное обтекание профиля лопатки компрессора или крыла летательного аппарата.

Для повышения эффективности вдува воздуха применяются, например, тонкостенные профилированные сопловые поворотные насадки 5, фиг.2в, 2г и 2д для канала 4, позволяющие производить вдув воздуха в тангенциальном направлении, т.е. по касательной к поверхности спинки лопатки или крыла, что увеличивает продольную составляющую скорости вдуваемого воздуха и уменьшает профильное сопротивление.

Кроме того, применение сопловых поворотных насадков 5 допускает увеличение угла вдува от 45 до 90°, который образует канал 4 для вдува воздуха с касательной к спинке профиля, фиг.2в, что упрощает изготовление этих каналов.

Сопловой поворотный насадок 5, установленный на выходе из канала 4 для вдува воздуха, выполнен приплюснутым (не показано) для уменьшения сопротивления при обтекании его потоком. Кроме того, переход к приплюснутому насадку 5 при сохранении площади выходного сечения позволит увеличить проходное сечение канала 4 и при прочих равных условиях уменьшить потери давления в этом канале. Поэтому применение приплюснутого соплового поворотного насадка 5 повысит эффективность вдува воздуха.

Таким образом, применение предлагаемого устройства, реализующего предложенный способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, позволит обеспечить устойчивое безотрывное обтекание аэродинамического профиля в расширенном диапазоне углов атаки и повысить нагруженность аэродинамического профиля.

Применение такого управления пограничным слоем в лопатках статора позволит расширить область устойчивой работы компрессора, сократить габариты и увеличить его КПД. В случае для крыла летательного аппарата данное применение способа и устройства обеспечит сокращение длины пробега при взлете и посадке самолета и увеличение максимально допустимых углов атаки при маневрировании.

Claims (5)

1. Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамических профилей, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, заключающийся в том, что на спинке лопаток и/или крыльев производят отсос пограничного слоя из зоны повышенного давления, и его вдув в зону пониженного давления для циркуляции воздуха из пограничного слоя потока и создания условий устойчивого обтекания аэродинамических профилей, отличающийся тем, что в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов выполняют внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха, которые соединяют выполненную полость с внешней средой, производят отсос пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла через канал, который выполнен или в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, диаметром ~3% хорды профиля, отстоящих на расстояние ~30% хорды профиля от задней кромки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата, а вдув воздуха производят из полости в зону пониженного давления под углом 5°…15° к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата в направлении по потоку через канал, который выполнен или в виде сплошной щели шириной ~0,5% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~1,5% хорды профиля, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели, отстоящих на расстояние 30…40% хорды профиля от места отсоса.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что вдув воздуха из полости через канал для вдува воздуха производят в тангенциальном направлении по потоку посредством соплового поворотного насадка, установленного на выходе из канала для вдува воздуха, при этом канал выполнен под углом ~45° и более к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата.

3. Устройство для управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, преимущественно лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, содержит каналы, для отсоса и вдува воздуха из пограничного слоя потока, образованные аэродинамическими элементами для обеспечения циркуляции и создания условий устойчивого обтекания аэродинамического профиля лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, отличающееся тем, что оно содержит внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха, выполненные в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов, при этом каналы соединяют полость с внешней средой, канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~3% хорды профиля, которые эквивалентны по площади проходного сечения площади сплошной щели, отстоящих на расстояние ~30% хорды профиля от задней кромки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата, а канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5…15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку и выполнен или в виде сплошной щели шириной ~0,5% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~1,5% хорды профиля, эквивалентных по площади проходного сечения площади сплошной щели и отстоящих на расстоянии 30…40% хорды профиля от места отсоса.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что на выходе из канала для вдува воздуха установлен сопловой поворотный насадок, обеспечивающий вдув воздуха из полости в тангенциальном направлении по потоку, при этом канал для вдува воздуха выполнен под углом от 45 до 90° к поверхности спинки лопатки компрессора и/или крыла летательного аппарата.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что сопловой поворотный насадок, установленный на выходе из канала для вдува воздуха выполнен приплюснутым.

Images