RU2385265C1

RU2385265C1 - Aircraft wing tip

Info

Publication number: RU2385265C1
Application number: RU2008145974/11A
Authority: RU
Inventors: Валерий Павлович Горбань (RU); Валерий Павлович Горбань
Priority date: 2008-11-21
Filing date: 2008-11-21
Publication date: 2010-03-27

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Aircraft wing tip comprises channel with inlet and outlet holes. Inlet hole represents an air intake arranged on lower front surface and communicated with conical channel with end cross section with diametre of 0.05 to 0.2 of the length of chord of wing tip section and is located at the distance of 0 to 0.2 of chord length from rear edge along flow direction. Channel axis is located on 0 to 0.2 of chord length above the plane of chords. Channel midsection accommodates disk-like rotary flap with its axis perpendicular to channel axis. Flap can be rotated by airflow.

EFFECT: higher lift and reduced drag.

3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для повышения аэродинамического качества и снижения интенсивности вихревого следа, и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей летательных аппаратов, например крыла самолета, несущего винта вертолета и т.д.The invention relates to the field of aviation, in particular to devices for increasing aerodynamic quality and reducing the intensity of the vortex wake, and can be used in the design of the bearing surfaces of aircraft, for example, an airplane wing, a helicopter rotor, etc.

Задача повышения аэродинамического качества является традиционной для авиации, поскольку непосредственно влияет на эффективность летательного аппарата как транспортного средства.The task of increasing aerodynamic quality is traditional for aviation, since it directly affects the efficiency of the aircraft as a vehicle.

Проблема снижения интенсивности вихревого следа особенно обострилась с ростом взлетной массы пассажирских и транспортных самолетов. Вихревой след, сохраняющийся длительное время после пролета тяжелого самолета, представляет большую опасность для летящего сзади аппарата, особенно при большой разнице в полетной массе. Это обстоятельство вынуждает увеличивать интервал движения самолетов в крупных аэропортах, что становится одним из основных факторов, снижающих их эффективность.The problem of reducing the vortex wake intensity became especially acute with the increase in the take-off mass of passenger and transport aircraft. The vortex wake, which persists for a long time after the flight of a heavy aircraft, poses a great danger to the vehicle flying behind, especially with a large difference in the flight mass. This circumstance forces to increase the interval of movement of aircraft at major airports, which becomes one of the main factors that reduce their effectiveness.

Известна законцовка крыла летательного аппарата (патент РФ №2116936 С1, от 24.05.1996, МПК В64С 23/06), представляющая собой концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, при этом гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами для отбора части набегающего потока воздуха и направления его вовнутрь с тангенциальной составляющей вектора скорости для закручивания внутреннего потока в направлении, противоположном вращению концевого вихря, возникающему у конца крыла, а концевая часть крыла снабжена продольными элементами, выполненными в виде верхней ограничительной поверхности, выступающей над крылом на высоту, примерно равную толщине профиля, и нижней направляющей поверхности, выступающей вниз от нижней поверхности крыла на ~1/3 толщины профиля, взаимодействующих с вихревым потоком, создаваемым генератором.Known wing tip of the aircraft (RF patent No. 2116936 C1, dated 24.05.1996, IPC ВСС 23/06), which is the end part of the wing with a vortex flow generator mounted on it, opposite in the direction of rotation of the end vortex, having a gondola with an input device and the nozzle, while the nacelle is equipped on its surface with intake devices for taking part of the incoming air flow and directing it inward with the tangential component of the velocity vector for swirling the internal flow in the opposite direction positive rotation of the end vortex arising at the end of the wing, and the end part of the wing is provided with longitudinal elements made in the form of an upper bounding surface projecting above the wing to a height approximately equal to the thickness of the profile, and a lower guide surface projecting ~ 1 from the lower surface of the wing / 3 profile thicknesses interacting with the vortex flow generated by the generator.

Недостатком такой конструкции является то, что поток, перетекающий с нижней поверхности крыла на верхнюю, воздействует на вихревой поток от генератора под прямым углом, «сминая» его и создавая дополнительное сопротивление, снижающее эффективность законцовки. Кроме того, дополнительное сопротивление создают и заборные устройства. В результате снижается выигрыш в аэродинамическом качестве.The disadvantage of this design is that the flow flowing from the lower surface of the wing to the upper one affects the vortex flow from the generator at a right angle, “crushing” it and creating additional resistance, which reduces the efficiency of the tip. In addition, additional resistance is created by intake devices. As a result, the gain in aerodynamic quality is reduced.

Известна законцовка (патент РФ №2233769 С1, от 19.03.2003, МПК В64С 23/06), в которой на носовом участке концевой части крыла установлен генератор вихревого потока, имеющий гондолу с входным устройством и соплом, а хвостовой участок концевой части крыла выполнен с цилиндрическим кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на внешней боковой поверхности и закрепленным срединной частью на конце крыла. При этом в передней своей части кожух выполнен сопряженным внутренней поверхностью с наружной поверхностью сопла, а в хвостовой части - с открытым торцом.Known ending (RF patent No. 2233769 C1, dated 19.03.2003, IPC ВСС 23/06), in which a vortex flow generator having a nacelle with an input device and a nozzle is installed on the nose section of the wing end section, and the tail section of the wing end section is made with a cylindrical casing with an open radial cross-section, forming a longitudinal cut with upper and lower edges on the outer side surface and fixed to the middle part at the end of the wing. Moreover, in its front part, the casing is made conjugated by the inner surface with the outer surface of the nozzle, and in the rear part with an open end.

Недостатком такой конструкции является то, что генератор вихревого потока обладает существенным собственным сопротивлением, а обтекание острых кромок кожуха сопровождается дополнительным вихреобразованием, что также приводит к увеличению сопротивления и снижает эффективность законцовки.The disadvantage of this design is that the vortex flow generator has a significant intrinsic resistance, and the flow around the sharp edges of the casing is accompanied by additional vortex formation, which also leads to an increase in resistance and reduces the efficiency of the tip.

Известен концевой генератор вихря (патент РФ №2148529 С1, от 11.12.1997, МПК В64С 23/06), содержащий гондолу с высоким соотношением площадей проходного сечения и миделя, выходное устройство с диффузором, соплом и закручивающим устройством. Такой генератор, установленный на концевой части крыла, создает вихревой поток, противоположный концевому вихрю несущей поверхности, что должно улучшать ее аэродинамические характеристики.Known end vortex generator (RF patent №2148529 C1, dated 11/12/1997, IPC ВСС 23/06) containing a gondola with a high ratio of flow areas and midsection, an output device with a diffuser, nozzle and a twisting device. Such a generator, mounted on the end part of the wing, creates a vortex flow opposite to the end vortex of the bearing surface, which should improve its aerodynamic characteristics.

Недостатком такой конструкции является повышенное собственное сопротивление закручивающего устройства.The disadvantage of this design is the increased intrinsic resistance of the twisting device.

Известен способ и устройство для ликвидации завихренности в области задней кромки и соответствующего снижения индуктивного сопротивления (патент US 7,134,631 В2, от 14.11.2006 МПК В64С 21/06), в соответствии с которым в окрестности задней кромки осуществляется отсос пограничного слоя, а на законцовке - его управляемый сдув, что позволяет уменьшить интенсивность вихревого следа и снизить индуктивное сопротивление и уровень шума.A known method and device for the elimination of vorticity in the region of the trailing edge and a corresponding reduction in inductive resistance (patent US 7,134,631 B2, dated 11/14/2006 IPC ВСС 21/06), in accordance with which in the vicinity of the trailing edge the boundary layer is sucked off, and at the tip - its controlled blowing, which reduces the intensity of the vortex wake and reduce the inductive resistance and noise level.

К недостаткам этого способа следует отнести сложность его реализации и большие затраты мощности на организацию управления пограничным слоем (что в энергетическом смысле эквивалентно увеличению аэродинамического сопротивления).The disadvantages of this method include the complexity of its implementation and the high cost of power to organize the management of the boundary layer (which in the energy sense is equivalent to an increase in aerodynamic drag).

Известен ряд устройств и способов, предназначенных для ослабления вихревого следа путем вдува воздуха в ядро вихря или в область его формирования (см., например, обзор таких устройств в работе R.Earl Dunham, Jr. "Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization", NASA SP-409, 1977). В частности, известны устройство и способ дестабилизации концевых вихрей (патент WO 2008/051269 A3, от 02.05.2008, МПК В64С 23/06), в соответствии с которыми из законцовки крыла осуществляется контролируемый выдув струй воздуха для внесения возмущений в формирующийся концевой вихрь и тем самым ускоряется его разрушение.A number of devices and methods are known for attenuating a vortex wake by blowing air into the core of a vortex or into the region of its formation (see, for example, a review of such devices by R. Earl Dunham, Jr. "Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization", NASA SP-409, 1977). In particular, a device and method for destabilizing end vortices are known (patent WO 2008/051269 A3, dated 02.05.2008, IPC ВСС 23/06), according to which a controlled blowing of air jets is carried out from the wing tip to introduce disturbances into the resulting end vortex and thereby accelerating its destruction.

Недостатками всех способов такого рода можно считать сложность их реализации, затраты мощности на организацию выдува и сложность выработки оптимального алгоритма управления выдувом.The disadvantages of all methods of this kind can be considered the complexity of their implementation, the cost of power for the organization of blowing and the complexity of developing an optimal blowing control algorithm.

Известна цилиндрическая законцовка крыла со спиральными щелями (патент US 6,892,988 В2, от 17.05.2005, МПК B64D 27/02), принятая за прототип, предназначенная для снижения индуктивного сопротивления и повышения аэродинамического качества. В такой законцовке воздух, поступающий через входное отверстие цилиндрической законцовки, смешивается с воздухом, проходящим через спиральные щели на боковой поверхности цилиндра и получающим при этом завихренность, обратную концевому вихрю. В результате суммарная циркуляция концевого вихря уменьшается, что должно приводить к снижению индуктивного сопротивления крыла и увеличению аэродинамического качества.Known cylindrical wingtip with spiral slots (patent US 6,892,988 B2, dated 05/17/2005, IPC B64D 27/02), adopted as a prototype, designed to reduce inductive drag and improve aerodynamic quality. In such a tip, the air entering through the inlet of the cylindrical tip is mixed with air passing through the spiral slots on the side surface of the cylinder and thereby receiving a vortex opposite the end vortex. As a result, the total circulation of the end vortex decreases, which should lead to a decrease in the inductive drag of the wing and an increase in aerodynamic quality.

Следует отметить, что суммарная циркуляция вихревой пелены крыла однозначно определяется величиной создаваемой крылом подъемной силы. Попытки уменьшить циркуляцию концевого вихря при заданной величине подъемной силы будут приводить лишь к перераспределению циркуляции по размаху, что может иметь как положительный, так и отрицательный эффект. Кроме того, недостатком такой конструкции является дополнительное сопротивление, возникающее из-за отрывного обтекания острых кромок цилиндрической законцовки и кромок спиральных щелей, что снижает эффективность устройства.It should be noted that the total circulation of the vortex wing sheet is uniquely determined by the magnitude of the lifting force generated by the wing. Attempts to reduce the circulation of the end vortex at a given magnitude of the lifting force will only lead to a redistribution of the circulation over the range, which can have both a positive and a negative effect. In addition, the disadvantage of this design is the additional resistance arising from the tear-off flow around the sharp edges of the cylindrical tip and the edges of the spiral slits, which reduces the efficiency of the device.

Задачей данного изобретения является создание такого концевого устройства несущей поверхности (крыла, несущего винта и т.д.), которое, влияя на процесс формирования концевого вихря, позволило бы улучшить аэродинамические характеристики и повысить уровень безопасности полета.The objective of the invention is the creation of such an end device of the bearing surface (wing, rotor, etc.), which, influencing the process of forming the end vortex, would improve aerodynamic characteristics and increase the level of flight safety.

Технический результат заключается в увеличении коэффициента подъемной силы и уменьшении коэффициента аэродинамического сопротивления несущей поверхности благодаря уменьшению отрывной области в зоне формирования концевого вихря.The technical result consists in increasing the coefficient of lifting force and reducing the coefficient of aerodynamic drag of the bearing surface due to the reduction of the separation region in the zone of formation of the end vortex.

Технический результат достигается тем, что в законцовке несущей поверхности летательного аппарата, содержащей канал с входным и выходным отверстиями, входное отверстие выполнено в виде воздухозаборника, расположенного на нижней передней поверхности концевой части несущей поверхности, и соединено с коническим каналом, выходное сечение которого имеет диаметр, равный 0,05÷0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности и размещено на расстоянии 0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока, а ось канала расположена на расстоянии 0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд.The technical result is achieved by the fact that in the tip of the bearing surface of the aircraft containing the channel with inlet and outlet openings, the inlet is made in the form of an air intake located on the lower front surface of the end part of the bearing surface, and connected to a conical channel, the output section of which has a diameter, equal to 0.05 ÷ 0.2 of the chord length of the end section of the bearing surface and placed at a distance of 0 ÷ 0.2 of the chord length from the trailing edge in the flow direction, and the channel axis is located at a distance 0 ÷ 0.2 chord lengths above the plane of the chords.

Технический результат достигается также тем, что в среднем сечении канала установлена дискообразная поворотная заслонка, ось которой перпендикулярна оси канала, а вращение заслонки относительно ее оси осуществляется принудительно.The technical result is also achieved by the fact that in the middle section of the channel a disk-shaped rotary damper is installed, the axis of which is perpendicular to the axis of the channel, and the rotation of the damper relative to its axis is forced.

Технический результат достигается также тем, что дискообразная заслонка имеет S-образную форму с возможностью вращения относительно своей оси под воздействием проходящего по каналу потока.The technical result is also achieved by the fact that the disk-shaped damper has an S-shape with the possibility of rotation about its axis under the influence of the flow passing through the channel.

Изобретение поясняется чертежами:The invention is illustrated by drawings:

фиг.1 - общий вид законцовки крыла (лопасти несущего винта) летательного аппарата, выполненной в соответствии с изобретением;figure 1 is a General view of the wingtip (rotor blades) of an aircraft made in accordance with the invention;

фиг.2 - фотография модели прямоугольного крыла с предлагаемыми законцовками на испытаниях в аэродинамической трубе;figure 2 is a photograph of a model of a rectangular wing with the proposed endings in tests in a wind tunnel;

фиг.3 - фотография испытанного комплекта сменных законцовок;figure 3 is a photograph of a tested set of interchangeable endings;

фиг.4 - фотография заслонки, устанавливаемой в канале законцовки;figure 4 is a photograph of the valve installed in the channel ending;

фиг.5 - график, иллюстрирующий увеличение максимальной подъемной силы при использовании законцовки;5 is a graph illustrating an increase in maximum lift when using the tip;

фиг.6 - график, иллюстрирующий уменьшение профильного сопротивления крыла при использовании законцовки;6 is a graph illustrating the reduction of the profile resistance of the wing when using the tip;

фиг.7 - график, иллюстрирующий влияние вращающейся заслонки на характеристики крыла.7 is a graph illustrating the effect of a rotating flap on the characteristics of the wing.

Экспериментальные исследования показывают, что в окрестности задней кромки законцовки крыла, в зоне формирования ядра концевого вихря существует обширная область пониженного давления. В предлагаемой законцовке этот факт использован для подачи в ядро вихря маловозмущенного воздуха из носовой части законцовки крыла, т.е. реализуется своего рода пассивный (без затрат энергии) вдув в ядро вихря. С этой целью на нижней поверхности концевой части крыла в окрестности передней кромки 1 размещается воздухозаборник 2 (фиг.1), через который маловозмущенный воздух подается в канал 3, образованный законцовкой. В хвостовой части законцовки этот канал имеет коническую форму, причем размер выходного отверстия 4 канала и его расположение относительно задней кромки крыла уточняется для конкретной компоновки крыла и выбранного режима полета таким образом, чтобы оно располагалось в области максимального разрежения. В изобретении диаметр выходного отверстия 4 D=0,05÷0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности и размещено на расстоянии Δх=0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока, а ось канала 3 расположена на расстоянии h=0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд. В результате воздух из носовой части законцовки интенсивно вдувается в формирующееся ядро концевого вихря и размер ядра увеличивается. Поскольку циркуляция концевого вихря определяется подъемной силой крыла, то увеличение размера ядра приводит к уменьшению максимальной окружной скорости, уменьшению местных скосов потока, сокращению области отрывного течения и, соответственно, повышению подъемной силы и снижению сопротивления крыла.Experimental studies show that in the vicinity of the trailing edge of the wingtip, in the zone of formation of the core of the terminal vortex, there is an extensive region of low pressure. In the proposed ending, this fact was used to supply the undisturbed air from the bow of the wingtip to the core of the vortex, i.e. a kind of passive (without energy consumption) blowing into the vortex core is realized. To this end, on the lower surface of the wing end portion in the vicinity of the leading edge 1, an air inlet 2 is placed (Fig. 1), through which undisturbed air is supplied to the channel 3 formed by the tip. In the tail portion of the tip, this channel has a conical shape, and the size of the channel outlet 4 and its location relative to the trailing edge of the wing are specified for the particular wing layout and the selected flight mode so that it is located in the region of maximum vacuum. In the invention, the diameter of the outlet 4 D = 0.05 ÷ 0.2 of the chord length of the end section of the bearing surface and is located at a distance Δx = 0 ÷ 0.2 of the chord length from the trailing edge in the flow direction, and the axis of the channel 3 is located at a distance h = 0 ÷ 0.2 chord lengths above the plane of the chords. As a result, air from the nose of the tip is intensively blown into the forming core of the terminal vortex and the size of the core increases. Since the circulation of the end vortex is determined by the lifting force of the wing, an increase in the size of the core leads to a decrease in the maximum peripheral speed, a decrease in the local bevels of the flow, a decrease in the region of the separated flow, and, accordingly, an increase in the lift force and a decrease in the wing drag.

Уменьшение максимальной окружной скорости способствует существенному снижению опасности при попадании в вихревой след другого летательного аппарата. В случае использования такой законцовки на лопастях несущего винта вертолета уменьшение максимума окружной скорости вихря приводит к уменьшению локальных скосов потока от концевого вихря лопасти на поверхности следующей за ней лопасти и, соответственно, уменьшению переменных нагрузок на ней, что способствует улучшению аэродинамических характеристик несущего винта.Reducing the maximum peripheral speed contributes to a significant reduction in the risk of falling into the vortex track of another aircraft. In the case of using such a tip on the rotor blades of a helicopter, a decrease in the maximum of the peripheral vortex velocity leads to a decrease in local bevels of the flow from the end vortex of the blade on the surface of the blade following it and, accordingly, to a decrease in the variable loads on it, which helps to improve the aerodynamic characteristics of the rotor.

Наличие канала 3 в законцовке позволяет легко реализовать управление интенсивностью вдува воздуха в ядро. Установка в канале 3 поворотной дискообразной заслонки 5 позволяет практически без затрат энергии изменять интенсивность вдува от нуля до максимума. Такое внесение возмущений в ядро вихря может способствовать ускорению его диссипации и уменьшению длины вихревого следа самолета. При принудительном вращении заслонки 5 электрическим или иным двигателем возможно регулирование частоты вносимых возмущений с целью повышения их эффективности. Если заслонке 5 придать S-образную кривизну, вращение заслонки 5 может осуществляться в отсутствие привода, под действием протекающего по каналу потока. При этом частота вращения заслонки 5 будет определяться ее формой.The presence of channel 3 in the tip makes it easy to control the intensity of air injection into the core. The installation in the channel 3 of the rotary disk-shaped damper 5 allows you to change the intensity of injection from zero to maximum with virtually no energy consumption. Such introducing perturbations into the core of the vortex can help accelerate its dissipation and decrease the length of the vortex wake of the aircraft. With the forced rotation of the shutter 5 by an electric or other engine, it is possible to control the frequency of the introduced disturbances in order to increase their efficiency. If the shutter 5 is given an S-shaped curvature, the rotation of the shutter 5 can be carried out in the absence of an actuator, under the action of the flow flowing through the channel. In this case, the rotation speed of the shutter 5 will be determined by its shape.

Полезный эффект изобретения был подтвержден при испытаниях в аэродинамической трубе модели прямоугольного крыла с удлинением (отношение длины крыла к длине хорды), равным 5 (фиг.2). Для исследования влияния размеров и расположения выходного отверстия канала модель содержала сменные законцовки 6 (фиг.1), комплект которых показан на фиг.3. Испытания проводились как без заслонки 5, так и с заслонкой 5, показанной на фиг.4. При этом заслонка 5 вращалась с контролируемой частотой электродвигателем, установленным в отсеке крыла. Испытания, проведенные при скоростях потока V в диапазоне от 20 до 30 м/с (на фиг.5, 6 обозначены кривые: 7 - скорость потока 20 м/с, 8 - 25 м/с, 9 - 30 м/с), показали, что применение указанной законцовки при оптимальных значениях диаметра выходного отверстия D_во приводит к увеличению на 1÷2% максимального коэффициента подъемной силы C_yamax (фиг.5) и существенному уменьшению коэффициента профильного сопротивления крыла C_xpmin (фиг.6). На фиг.7 показаны зависимости аэродинамических коэффициентов от частоты вращения заслонки 5. Номерами обозначены зависимости от частоты вращения n коэффициентов: 10 - С_ха, 11 - m_z, 12 - С_хра, 13 - С_уа. Экспериментальные точки, соответствующие частоте вращения n=0, получены в отсутствие заслонки. Видно, что использование вращающейся заслонки не только не увеличивает коэффициента сопротивления крыла С_хра (кривые 10, 12), но приводит к некоторому его снижению и повышению коэффициента подъемной силы The beneficial effect of the invention was confirmed by testing in a wind tunnel a model of a rectangular wing with an extension (ratio of wing length to chord length) of 5 (FIG. 2). To study the influence of the size and location of the channel outlet, the model contained interchangeable tips 6 (Fig. 1), a set of which is shown in Fig. 3. The tests were carried out both without shutter 5, and with shutter 5, shown in figure 4. In this case, the shutter 5 rotated with a frequency controlled by an electric motor installed in the wing compartment. Tests carried out at flow rates V in the range from 20 to 30 m / s (curves 5 are indicated in FIGS. 6: 7 — flow velocity 20 m / s, 8–25 m / s, 9–30 m / s), showed that the use of the specified endings at optimal values of the diameter of the outlet D _in leads to an increase of 1 ÷ 2% of the maximum coefficient of lift C _yamax (Fig. 5) and a significant decrease in the profile drag coefficient C _xpmin (Fig. 6). In Fig.7 shows the dependence of the aerodynamic coefficients on the speed of the shutter 5. The numbers indicate the dependence on the speed n of the coefficients: 10 - C _ha , 11 - m _z , 12 - C _tem , 13 - C _ya . The experimental points corresponding to the rotational speed n = 0 were obtained in the absence of a shutter. It can be seen that the use of a rotating shutter not only does not increase the drag coefficient of the wing C _hra (curves 10, 12), but leads to some decrease and increase in the lift coefficient

С_уа (кривая 13). Одновременно несколько повышается коэффициент момента m_z (кривая 11).C _ya (curve 13). At the same time, the moment coefficient m _z slightly increases (curve 11).

Claims

1. The end of the bearing surface of the aircraft, containing a channel with inlet and outlet openings, characterized in that the inlet is made in the form of an air intake located on the lower front surface of the end part of the bearing surface and connected to a conical channel, the output section of which has a diameter equal to 0 , 05 ÷ -0.2 of the chord length of the end section of the bearing surface, and placed at a distance of 0 ÷ 0.2 of the chord length from the trailing edge in the direction of flow, and the channel axis is located at a distance of 0 ÷ 0.2 of the length of the chords above chord plane.

2. The end of the supporting surface of the aircraft according to claim 1, characterized in that in the middle section of the channel a disk-shaped rotary valve is installed, the axis of rotation of which is perpendicular to the axis of the channel with the possibility of forced rotation.

3. The tip of the bearing surface of the aircraft according to claim 2, characterized in that the disk-shaped damper is S-shaped with the possibility of rotation about its axis under the influence of the flow passing through the channel.