RU2406648C2 - Управление пограничным слоем аэродинамического профиля - Google Patents
Управление пограничным слоем аэродинамического профиля Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406648C2 RU2406648C2 RU2008129684/11A RU2008129684A RU2406648C2 RU 2406648 C2 RU2406648 C2 RU 2406648C2 RU 2008129684/11 A RU2008129684/11 A RU 2008129684/11A RU 2008129684 A RU2008129684 A RU 2008129684A RU 2406648 C2 RU2406648 C2 RU 2406648C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic profile
- flap
- air
- laminar
- holes
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 20
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 41
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 11
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 9
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 210000003127 knee Anatomy 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
- B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
- B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Slot Machines And Peripheral Devices (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области авиации. Аэродинамический профиль (12) оснащен системой (10) управления пограничным слоем, которая содержит закрылок, линию подвески закрылка, первое средство для выдува воздуха из нижней поверхности (14) аэродинамического профиля (12) для изменения воздушного потока с превращением его из ламинарного потока в турбулентный поток при положительном отклонении закрылка и второе средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности (14) для сохранения ламинарного потока при отрицательном отклонении закрылка. Способ и летательный аппарат характеризуются использованием аэродинамического профиля. Группа изобретений направлена на снижение лобового сопротивления. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Это изобретение относится к способу и системе управления пограничным слоем аэродинамического профиля.
Уровень техники
Планеры обычно имеют аэродинамические профили с ламинарными потоками. Эти аэродинамические профили обеспечивают ламинарный воздушный поток на площади до 70% своей верхней поверхности и на площади до 93% своей нижней поверхности. Обычный переход ламинарного потока в турбулентный поток происходит за счет процесса образования пузыря ламинарного отрыва. Замечено, что естественный пузырь ламинарного отрыва приводит к большему лобовому сопротивлению профиля, чем в случае, когда переход вынуждается искусственно.
В настоящее время применяют два способа искусственного вынуждения превращения ламинарного потока в турбулентный поток. При осуществлении первого способа применяется лента-турбулизатор, нанесенная на аэродинамический профиль, которая снабжена малыми трехмерными препятствиями вдоль своей длины и которая изменяет поток в пограничном слое, превращая его из ламинарного в турбулентный. При осуществлении второго способа используют пневматические турбулизаторы, которые выдувают воздух сквозь малые отверстия, предусмотренные вдоль длины нижней поверхности аэродинамического профиля. Это тоже приводит к тому, что поток в пограничном слое изменяется, превращаясь из ламинарного в турбулентный. Отверстия находятся в максимальном положении, соответствующем 93% длины хорды аэродинамического профиля по направлению к его задней кромке. Второй способ также может предусматривать наличие малых отверстий, обеспечиваемых вдоль длины верхней поверхности аэродинамического профиля, через которые в аэродинамический профиль отсасывается воздух.
Обычный аэродинамический профиль включает в себя подвижный закрылок на своей задней кромке, который изменяет кривизну аэродинамического профиля и эффективно изменяет форму аэродинамического профиля. Однако введение закрылка в заднюю кромку аэродинамического профиля вносит зазор закрылка в месте, где закрылок совершает движение относительно аэродинамического профиля. Когда закрылок отклоняется, в месте отклонения образуется «колено» закрылка. Когда закрылок находится в положении крейсерского режима (не отклонен), доля ламинарного потока в потоке воздуха через зазор закрылка доходит до 93%, а остальное составляет турбулентный поток. В общем случае, ламинарный поток в положении зазора закрылка изменяется, превращаясь в турбулентный поток, и возможная доля ламинарного потока составляет лишь около 84%, с чем связано увеличение лобового сопротивления. Можно - но это весьма затруднительно - закупорить и загладить зазор закрылка таким образом, что поток в этом положении не будет изменяться, превращаясь в турбулентный поток.
В промышленно выпускаемых планерах показал себя жизнеспособным вариант со смещением ламинарного пограничного слоя за пределы зазора закрылка и осуществлением искусственного перехода на поверхности закрылка. Однако это возможно лишь в положении отклонения закрылка на ноль градусов, когда нижняя поверхность не отклонена. Как только закрылок отклоняется в положение положительного отклонения закрылка, «колено» в поверхности аэродинамического профиля приводит к тому, что поток в пограничном слое изменяется, превращаясь в турбулентный поток. Тогда в этом положении образуется пузырь ламинарного отрыва, вследствие чего поток снова, но - турбулентно, вступает в контакт с закрылком, что приводит к повышенному лобовому сопротивлению.
В документе WO 2005/113334 описан летательный аппарат с системой каналов рабочей жидкости для отделения ламинарного слоя и сдувания зон пониженного давления в уязвимых местах внешней обшивки с целью снижения сопротивления потоку энергосберегающим образом. Однако это действенно лишь в той степени, в какой приложенное пониженное давление позволит избежать отслаивания потока. Иными словами, это поможет избежать превращения ламинарного потока в турбулентный поток.
Один из недостатков этой системы заключается в том, что она позволяет лишь избежать превращения ламинарного потока в турбулентный поток и ни в коей мере не предусматривает преобразование турбулентного потока. Эта система также не воспринимает различия между положительным и отрицательным отклонением закрылка. Поэтому она и не продемонстрировала уменьшение аэродинамического сопротивления в обоих вариантах отклонения.
В документе ЕР 0436243 описана противообледенительная система, предусматривающая выпуск воздуха из полости позади задней кромки через множество малых отверстий в обшивке передней кромки в воздушный поток, набегающий на переднюю кромку. Хотя в этой системе часть существующей воздухораспределительной системы используется в качестве системы управления ламинарным потоком, это достигается не за счет того, что ламинарный поток одновременно изменяют и отделяют, чтобы сохранить ламинарный поток в целом как при отрицательном, так и при положительном отклонении закрылка. Следовательно, это изобретение имеет тот же недостаток, что и в документе WO 2005/113334, заключающийся в том, что в обоих вариантах отклонения не продемонстрировано уменьшение аэродинамического сопротивления.
Раскрытие изобретения
Поэтому задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы разработать способ и систему управления пограничным слоем аэродинамического профиля, которые представляют собой усовершенствование по сравнению с вышеописанными способами.
В соответствии с первым аспектом настоящего изобретения предложен способ управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком, имеющего закрылок и линию подвески закрылка, для снижения лобового сопротивления профиля при отклонении закрылка, включающий в себя этапы, на которых:
- изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, при положительном отклонении закрылка и
- при отрицательном отклонении закрылка сохраняют ламинарный поток за линией подвески закрылка и изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва.
Этап изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный при положительном отклонении закрылка может включать в себя дополнительный этап, на котором выдувают воздух из нижней поверхности аэродинамического профиля.
Этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля может включать в себя этап, на котором выдувают воздух в направлении, перпендикулярном поверхности, из которой его выдувают.
Аэродинамический профиль может также включать в себя крыло, а линия подвески закрылка может быть определена там, где закрылок поворачивается относительно крыла, и этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля может включать в себя дополнительный этап, на котором выдувают воздух из аэродинамического профиля в некотором положении к задней кромке аэродинамического профиля, но на стороне крыла от линии подвески закрылка.
Этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля может включать в себя этап, на котором выдувают воздух из аэродинамического профиля в положении, соответствующем от 65% до 80%, а предпочтительно - 71% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля.
Этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля может включать в себя этап, на котором выдувают воздух из множества отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности крыла.
Этап сохранения ламинарного потока за линией подвески закрылка при отрицательном отклонении закрылка может включать в себя этап, на котором прикладывают силу отсоса на нижней поверхности крыла, а этап изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный перед задней кромкой аэродинамического профиля, может включать в себя этап, на котором выдувают воздух из нижней поверхности закрылка.
Этапы выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля и приложения силы отсоса на нижней поверхности крыла, могут включать в себя дополнительный этап, на котором осуществляют выдув и прикладывают силу отсоса из множества отверстий, ограниченных в нижней поверхности крыла.
Этап выдува и приложения силы отсоса из множества отверстий, ограниченных в нижней поверхности крыла, может включать в себя еще один дополнительный этап, на котором осуществляют выдув и прикладывают силу отсоса из одного и того же множества отверстий.
Множество отверстий может быть первым множеством отверстий, и можно предусмотреть второе множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности закрылка в положении, соответствующем от 90% до 98%, а предпочтительно - 95%» длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля, через которые выдувают воздух для того, чтобы изменить поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, при отрицательном отклонении закрылка.
В соответствии со вторым аспектом изобретения предложен аэродинамический профиль, имеющий закрылок и линию подвески закрылка, оснащенный системой управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком для снижения лобового сопротивления профиля при отклонении закрылка, причем эта система содержит:
- средство для выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный при положительном отклонении закрылка;
- средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля для сохранения ламинарного потока за линией подвески закрылка при отрицательном отклонении закрылка; и
- средство для выдува воздуха из нижней поверхности закрылка для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва при отрицательном отклонении закрылка.
Средство для выдува воздуха при положительном отклонении закрылка может включать в себя канал внутри аэродинамического профиля вдоль его длины, по которому можно выдувать воздух, и выдувное устройство для выдува воздуха по этому каналу при использовании.
Воздух можно выдувать из упомянутого канала через множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности крыла, в направлении, перпендикулярном поверхности, из которой выдувается воздух.
Аэродинамический профиль может включать в себя крыло, а линия подвески закрылка может быть определена вдоль линии, где закрылок подвешен к крылу, и воздух можно выдувать из отверстий, находящихся в некотором положении, к задней кромке аэродинамического профиля, но на стороне крыла от линии подвески закрылка.
Отверстия могут находиться в положении, соответствующем от 65% до 80%, а предпочтительно - 71% длины хорды аэродинамического профиля, от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля.
Средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля может включать в себя канал внутри крыла вдоль его длины, по которому можно отсасывать воздух.
Канал, по которому выдувается воздух, может быть тем же самым, что и канал, по которому воздух отсасывается.
Средство для приложения силы отсоса может дополнительно включать в себя отсасывающее устройство для отсоса воздуха из канала такое, как отсасывающий насос.
Воздух можно отсасывать по каналу из множества отверстий, ограниченных в нижней поверхности крыла.
Множество отверстий, из которых можно отсасывать воздух, может быть тем же множеством отверстий, через которые воздух выдувается.
Множество отверстий может быть первым множеством отверстий, а система может включать в себя второе множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности закрылков в положении, соответствующем от 90% до 98%, а предпочтительно - 95% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля.
Система может включать в себя средство для выдува воздуха, которое выдувает воздух из второго множества отверстий, по меньшей мере, когда наклон закрылков является отрицательным, чтобы изменить ламинарный поток, превращая его в турбулентный поток на закрылке, с целью снижения лобового сопротивления путем уменьшения образования пузыря отрыва.
Канал может быть первым каналом, а система может включать в себя второй канал, по которому средство для выдува воздуха может выдувать воздух через второе множество отверстий.
Средство для выдува воздуха может включать в себя выдувное устройство такое, как насос, для выдува воздуха по каналу.
Средство для приложения силы отсоса и средства для выдува воздуха могут представлять собой единственный насос, который и выдувает, и отсасывает воздух.
Эту систему можно использовать в планере, а к ней можно подсоединить устройство для приложения силы отсоса и для выдува воздуха с целью управления планером, вследствие чего система будет автоматически выдувать и отсасывать воздух в зависимости от положения закрылка аэродинамического профиля.
В соответствии с третьим аспектом изобретения предложен летательный аппарат, оснащенный системой управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком для снижения лобового сопротивления при отклонении закрылка, соответствующей второму аспекту изобретения.
Краткое описание чертежей
Далее будет приведено пояснение изобретения посредством неограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, при этом:
на фиг.1 представлен вид снизу планера, в котором используется система в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения;
на фиг.2А представлено поперечное сечение на виде сбоку аэродинамического профиля планера с закрылком в положении положительного отклонения закрылка;
на фиг.2В представлено такое же сечение, как на фиг.2А, с закрылком в положении, в котором закрылок не отклонен; и
на фиг.2С представлено такое же сечение, как на фиг.2А, с закрылком в положении отрицательного отклонения закрылка.
Осуществление изобретения
Обращаясь к чертежам, отмечаем, что система управления пограничным слоем аэродинамического профиля 12 с ламинарным потоком для снижения лобового сопротивления при отклонении закрылка в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения обозначена как единое целое позицией 10.
Система 10 содержит первое средство для выдува воздуха из нижней поверхности 14 аэродинамического профиля 12, чтобы изменить воздушный поток, превращая его из ламинарного потока в турбулентный поток при положительном отклонении закрылка, и второе средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности 14 аэродинамического профиля 12, чтобы сохранить ламинарный поток при отрицательном отклонении закрылка.
Система 10 используется в планере 32, включающем в себя крылья 34, для управления пограничным слоем аэродинамических профилей 12 с ламинарным потоком с целью снижения лобового сопротивления профилей при отклонении закрылков.
Первое средство для выдува воздуха из аэродинамического профиля 12 включает в себя выдувное устройство такое, как насос (не показан). Этот насос выдувает воздух по первому каналу 16, ограниченному внутри крыльев 34 планера 32 вдоль их длины, и через первое множество отверстий 18, ограниченных вдоль длины нижней поверхности 14 крыльев 34. Компоновка такова, что первое множество отверстий 18 сообщаются посредством потока текучей среды с первым каналом 16. Воздух выдувают в направлении, перпендикулярном нижней поверхности 14 крыльев 32, как показано стрелками на фиг.2А.
Аэродинамический профиль 12 включает в себя поворачиваемый закрылок 20 и ограничивает зазор 22 закрылка у линии подвески, где закрылок 20 поворачивается относительно аэродинамического профиля 12. Первое множество отверстий 18 находятся в некотором положении к задней кромке 24, но на стороне передней кромки 26 относительно зазора 22 закрылка. В частности, первое множество отверстий 18 находится в положении, соответствующем от 65% до 80% длины хорды аэродинамического профиля 12 от передней кромки 26 к задней кромке 24 аэродинамического профиля 12. Более конкретно, первое множество отверстий 18 находится в положении, соответствующем приблизительно 71% длины хорды аэродинамического профиля 12 от передней кромки 26 к задней кромке 24 аэродинамического профиля 12.
Второе средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности 14 аэродинамического профиля 12 при отрицательном отклонении закрылка выполнено в форме отсасывающего устройства такого, как отсасывающий насос (не показан). Отсасывающий насос - это тот же самый насос, из которого выдувают воздух. Следовательно, для выдува и отсоса воздуха используется единственный насос. Таким образом, воздух отсасывается из атмосферы в первый канал 16 через первое множество отверстий 18, как показано стрелками на фиг.2С.
Система 10 включает в себя второй канал 28, ограниченный внутри закрылка 20, и второе множество отверстий 30, ограниченных вдоль длины нижней поверхности 14 закрылка 20. Второе множество отверстий 20 находится в положении, соответствующем от 90% до 98%, а более конкретно - соответствующем 95% длины хорды аэродинамического профиля 12 от передней кромки 26 к задней кромке 24 аэродинамического профиля 12. Поэтому второе множество отверстий 30 сообщаются посредством потока текучей среды со вторым каналом 28.
Насос также выдувает воздух по второму каналу 28 через второе множество отверстий 30, по меньшей мере, когда закрылок 20 находится в положении отрицательного отклонения закрылка, чтобы изменить ламинарный поток, превращая его в турбулентный поток на закрылке 20, с целью снижения лобового сопротивления путем уменьшения образования пузыря отрыва. Конечно, можно было бы также выдувать воздух по второму каналу 28 через второе множество отверстий 30, когда закрылок 20 находится в положении положительного отклонения закрылка.
Количество отверстий в каждом из первого и второго множеств отверстий 18 и 30 составляет от 1500 до 2500, а более конкретно - таких отверстий по 2000 в каждом множестве. Отверстия 18 и 30 отстоят друг от друга на расстояние от 3 мм до 20 мм, более конкретно - от 8 мм до 12 мм, а диаметр каждого отверстия составляет от 0,2 мм до 2 мм, более конкретно - 0,7 мм.
При использовании насос подсоединен с возможностью управления планером 32 таким образом, что система 10 автоматически выдувает и отсасывает воздух в зависимости от положения отклонения закрылка. Насос соединен со вторым каналом 28 и выдувает воздух, когда закрылок 20 находится в положениях положительного или отрицательного отклонения закрылка. Насос также соединен с первым каналом 16, но только выдувает воздух, когда закрылок 20 находится в положении положительного отклонения закрылка, и только отсасывает воздух, когда закрылок 20 находится в положении отрицательного отклонения закрылка.
Следовательно, когда закрылок 20 находится в положении отрицательного отклонения закрылка, как показано на фиг.2С, сила отсоса прикладывается на нижней поверхности 14 аэродинамического профиля 12 для сохранения ламинарного потока. Для этого насос отсасывает воздух из атмосферы в первый канал 16 через первое множество отверстий 18. Одновременно, насос выдувает воздух по второму каналу 28 через второе множество отверстий 30, чтобы изменить ламинарный поток, превращая его в турбулентный поток у закрылка 20 с целью снижения лобового сопротивления путем уменьшения образования пузыря отрыва.
Когда закрылок 20 находится в положении положительного отклонения закрылка, как показано на фиг.2А, воздух выдувается из нижней поверхности 14 аэродинамического профиля 12, чтобы изменить воздушный поток, превращая его из ламинарного в турбулентный. Насос выдувает воздух по первому и второму каналам 16 и 28 через первое и второе множества отверстий 18 и 30 в атмосферу.
Предполагается, что способ и система управления пограничным слоем аэродинамического профиля будут способствовать уменьшению лобового сопротивления при положительном отклонении закрылка путем исключения пузыря отрыва при переходе, что и приводит к повышению эффективности. Лобовое сопротивление профиля также уменьшается при отрицательном отклонении закрылка, поскольку система стабилизирует ламинарный поток и обеспечивает получение ламинарного потока в течение более длительного периода. Также предполагается, что использование упомянутой системы планером могло бы уменьшить затруднения при изготовлении крыльев планера, связанные с областью перехода «крыло-закрылок», поскольку эта область менее критична, вследствие чего допуски на изготовление могут быть менее строгими.
Возможно использование предложенных системы и способа в планерах, дельтапланах и секциях аэродинамических профилей, крыльях легких и экономичных летательных аппаратов, лопатках ветряных турбин и фюзеляжах летательных аппаратов.
Следует отдавать себе отчет в том, что в рамках объема притязаний прилагаемой формулы изобретения возможны изменения отдельных особенностей способа и системы управления пограничным слоем аэродинамического профиля в соответствии с изобретением.
Claims (24)
1. Способ управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком, имеющего закрылок и линию подвески закрылка, для снижения лобового сопротивления профиля при отклонении закрылка, включающий в себя этапы, на которых
изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, при положительном отклонении закрылка и
при отрицательном отклонении закрылка сохраняют ламинарный поток за линией подвески закрылка и изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва.
изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, при положительном отклонении закрылка и
при отрицательном отклонении закрылка сохраняют ламинарный поток за линией подвески закрылка и изменяют поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва.
2. Способ по п.1, в котором этап изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный при положительном отклонении закрылка включает в себя дополнительный этап, на котором выдувают воздух из нижней поверхности аэродинамического профиля.
3. Способ по п.2, в котором аэродинамический профиль включает в себя крыло, и в котором линия подвески закрылка определена в месте, где закрылок поворачивается относительно крыла, и при этом этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля включает в себя дополнительный этап, на котором выдувают воздух из аэродинамического профиля в направлении по нормали к поверхности, из которой его выдувают, в положении от 65 до 80% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки, в некотором положении к задней кромке аэродинамического профиля, но на стороне крыла от линии подвески закрылка.
4. Способ по п.3, в котором этап выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля включает в себя дополнительный этап, на котором выдувают воздух из множества отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности крыла.
5. Способ по п.4, в котором этап сохранения ламинарного потока за линией подвески закрылка при отрицательном отклонении закрылка включает в себя этап, на котором прикладывают силу отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля, а этап изменения слоя с превращением его из ламинарного в турбулентный перед задней кромкой аэродинамического профиля включает в себя этап, на котором выдувают воздух из нижней поверхности закрылка.
6. Способ по п.5, в котором этапы выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля и приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля включают в себя дополнительный этап, на котором осуществляют выдув и прикладывают силу отсоса из первого множества отверстий, ограниченных в нижней поверхности крыла.
7. Способ по п.6, в котором этап выдува и приложения силы отсоса из множества отверстий, ограниченных в нижней поверхности крыла, включает в себя еще один дополнительный этап, на котором осуществляют выдув и прикладывают силу отсоса из одного и того же множества отверстий.
8. Способ по п.7, в котором множество отверстий представляет собой первое множество отверстий, и в котором предусматривают второе множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности закрылка в положении, соответствующем от 90 до 98% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля, через которые выдувают воздух, чтобы изменить поток, превращая его из ламинарного в турбулентный, при отрицательном отклонении закрылка.
9. Аэродинамический профиль, оснащенный системой управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком, имеющего закрылок и линию подвески закрылка, для снижения лобового сопротивления профиля при отклонении закрылка, причем эта система содержит
средство для выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный при положительном отклонении закрылка;
средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля для сохранения ламинарного потока за линией подвески закрылка при отрицательном отклонении закрылка; и
средство для выдува воздуха из нижней поверхности закрылка для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва при отрицательном отклонении закрылка.
средство для выдува воздуха из нижней поверхности аэродинамического профиля для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный при положительном отклонении закрылка;
средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля для сохранения ламинарного потока за линией подвески закрылка при отрицательном отклонении закрылка; и
средство для выдува воздуха из нижней поверхности закрылка для изменения потока с превращением его из ламинарного в турбулентный перед задней кромкой аэродинамического профиля для уменьшения образования пузыря отрыва при отрицательном отклонении закрылка.
10. Аэродинамический профиль по п.9, в котором средство для выдува воздуха при положительном отклонении закрылка включает в себя первый канал внутри аэродинамического профиля вдоль его длины, по которому выдувается воздух, и выдувное устройство, такое, как насос, для выдува воздуха по каналу при использовании.
11. Аэродинамический профиль по п.10, в котором воздух выдувается из канала через множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности крыла, в направлении, перпендикулярном поверхности, из которой воздух выдувается.
12. Аэродинамический профиль по п.11, который включает в себя крыло, и при этом линия подвески закрылка проходит вдоль линии, где закрылок подвешен к крылу, и при этом воздух выдувается из отверстий, находящихся в некотором положении, к задней кромке аэродинамического профиля, но на стороне крыла от линии подвески закрылка.
13. Аэродинамический профиль по п.12, в котором отверстия находятся в положении, соответствующем от 65 до 80% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля.
14. Аэродинамический профиль по п.9, в котором средство для приложения силы отсоса на нижней поверхности аэродинамического профиля включает в себя канал внутри аэродинамического профиля вдоль его длины, по которому отсасывается воздух.
15. Аэродинамический профиль по п.14, в котором канал, по которому выдувается воздух, является тем же самым, что и канал, по которому воздух отсасывается.
16. Аэродинамический профиль по п.15, в котором средство для приложения силы отсоса включает в себя отсасывающее устройство для отсоса воздуха из канала, такое, как отсасывающий насос.
17. Аэродинамический профиль по п.16, в котором воздух отсасывается по каналу из множества отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности аэродинамического профиля.
18. Аэродинамический профиль по п.17, в котором множество отверстий, из которых отсасывается воздух, является тем же множеством отверстий, через которые воздух выдувается.
19. Аэродинамический профиль по п.9, в котором средства выдувания воздуха из нижней поверхности закрылка включают второй канал вдоль длины закрылка, из которого выдувается воздух, а также в котором воздух выдувается через второй канал через второе множество отверстий, ограниченных вдоль длины нижней поверхности закрылков в положении, соответствующем от 90 до 98% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля.
20. Аэродинамический профиль по п.19, который включает в себя средство для выдува воздуха, которое выдувает воздух из второго множества отверстий, по меньшей мере, когда наклон закрылков является отрицательным, чтобы изменить ламинарный поток, превращая его в турбулентный поток на закрылке, с целью снижения лобового сопротивления путем уменьшения образования пузыря отрыва.
21. Аэродинамический профиль по п.20, в котором упомянутое средство для выдува воздуха включает в себя выдувное устройство, такое, как насос, для выдува воздуха по каналу.
22. Аэродинамический профиль по любому из пп.14-21, в котором средство для приложения силы отсоса и упомянутые средства для выдува воздуха представляют собой единственный насос.
23. Аэродинамический профиль по п.20, который используется в планере и к которому подсоединено устройство для приложения силы отсоса и для выдува воздуха с целью управления планером, вследствие чего система автоматически выдувает и отсасывает воздух в зависимости от положения закрылка аэродинамического профиля.
24. Летательный аппарат, оснащенный аэродинамическим профилем, с системой управления пограничным слоем аэродинамического профиля с ламинарным потоком для снижения лобового сопротивления при отклонении закрылка по пп.9-21.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ZA200510346 | 2005-12-20 | ||
ZA2005/10346 | 2005-12-20 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008129684A RU2008129684A (ru) | 2010-01-27 |
RU2406648C2 true RU2406648C2 (ru) | 2010-12-20 |
Family
ID=38179456
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008129684/11A RU2406648C2 (ru) | 2005-12-20 | 2006-12-01 | Управление пограничным слоем аэродинамического профиля |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8251319B2 (ru) |
EP (1) | EP1966044B1 (ru) |
AT (1) | ATE438560T1 (ru) |
DE (1) | DE602006008351D1 (ru) |
PL (1) | PL1966044T3 (ru) |
RU (1) | RU2406648C2 (ru) |
WO (1) | WO2007072259A2 (ru) |
ZA (1) | ZA200803980B (ru) |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008033005A1 (de) * | 2008-07-14 | 2010-03-18 | Airbus Deutschland Gmbh | Aerodynamische Klappe und Flügel |
DE102009006145A1 (de) | 2009-01-26 | 2010-08-12 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebsklappe, Anordnung einer Hochauftriebsklappe mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung an derselben sowie Flugzeug mit einer derartigen Anordnung |
DE102009011662A1 (de) | 2009-03-04 | 2010-09-09 | Airbus Deutschland Gmbh | Tragflügel eines Flugzeugs sowie Anordnung eines Tragflügels mit einer Vorrichtung zur Strömungsbeeinflussung |
WO2013172914A2 (en) * | 2012-02-27 | 2013-11-21 | Sinhatech | Self adjusting deturbulator enhanced flap and wind deflector |
EP2644496B1 (en) | 2012-03-29 | 2015-07-01 | Airbus Operations GmbH | Surface element for an aircraft, aircraft and method for improving high-lift generation on a surface element |
EP2644497B1 (en) * | 2012-03-29 | 2016-01-20 | Airbus Operations GmbH | Wing for an aircraft, aircraft and method for reducing aerodynamic drag and improving maximum lift |
JP5956803B2 (ja) * | 2012-03-29 | 2016-07-27 | 一般社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
DE102012112405B4 (de) * | 2012-12-17 | 2017-06-08 | Airbus Defence and Space GmbH | Gekrümmter Flügelabschnitt mit einer schwenkbaren Hinterkantenklappe |
DE102013109489B4 (de) * | 2013-08-30 | 2017-05-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Aerodynamisches Bauteil mit einem Strukturelement zur Ausbildung einer Oberfläche mit veränderlicher Luftdurchlässigkeit |
US10106246B2 (en) | 2016-06-10 | 2018-10-23 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US10315754B2 (en) | 2016-06-10 | 2019-06-11 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US10532805B2 (en) * | 2016-09-20 | 2020-01-14 | Gulfstream Aerospace Corporation | Airfoil for an aircraft having reduced noise generation |
US9815545B1 (en) | 2017-02-28 | 2017-11-14 | Steering Financial Ltd. | Aerodynamic lifting system |
US10683076B2 (en) | 2017-10-31 | 2020-06-16 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US11293293B2 (en) | 2018-01-22 | 2022-04-05 | Coflow Jet, LLC | Turbomachines that include a casing treatment |
US11111025B2 (en) | 2018-06-22 | 2021-09-07 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that prevent the formation of ice |
GB2600584B (en) | 2019-07-23 | 2024-03-06 | Coflow Jet Llc | Fluid systems and methods that address flow separation |
CN113148148B (zh) * | 2021-04-20 | 2022-03-29 | 南京航空航天大学 | 一种地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器 |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2833492A (en) * | 1955-02-07 | 1958-05-06 | Harlan D Fowler | Boundary layer control system with aerodynamic glove |
US3159362A (en) * | 1959-04-15 | 1964-12-01 | Laing Nikolans | Lifting and propulsion means for aircraft |
US4074878A (en) * | 1975-06-23 | 1978-02-21 | Sherman Irving R | Programmed flap system for an aircraft having wings |
DE3043567C2 (de) | 1980-11-15 | 1982-09-23 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Anordnung zur Beeinflussung der Strömung an aerodynamischen Profilen |
US4575030A (en) * | 1982-09-13 | 1986-03-11 | The Boeing Company | Laminar flow control airfoil |
US5114100A (en) * | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
US5115996A (en) * | 1990-01-31 | 1992-05-26 | Moller International, Inc. | Vtol aircraft |
US5253828A (en) * | 1992-07-17 | 1993-10-19 | The Board Of Regents Of The University Of Oklahoma | Concealable flap-actuated vortex generator |
US5590854A (en) * | 1994-11-02 | 1997-01-07 | Shatz; Solomon | Movable sheet for laminar flow and deicing |
DE29817545U1 (de) | 1997-02-20 | 1999-07-01 | Droxner Thomas Dipl Ing Fh | Kombinierte Spalt- und Wölbklappe |
US6167829B1 (en) * | 1997-10-09 | 2001-01-02 | Thomas G. Lang | Low-drag, high-speed ship |
DE10339030B4 (de) * | 2003-08-25 | 2005-11-03 | Man Technologie Ag | Tragstruktur für eine ein- und ausfahrbare Klappe und deren Verwendung |
DE102004024057B3 (de) | 2004-05-13 | 2005-09-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Luftfahrzeug mit einem Fluidkanalsystem |
US7134631B2 (en) * | 2004-06-10 | 2006-11-14 | Loth John L | Vorticity cancellation at trailing edge for induced drag elimination |
IL165233A (en) * | 2004-11-16 | 2013-06-27 | Israel Hirshberg | Energy conversion facility |
-
2006
- 2006-12-01 US US12/096,113 patent/US8251319B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-01 RU RU2008129684/11A patent/RU2406648C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-12-01 EP EP06832042A patent/EP1966044B1/en not_active Not-in-force
- 2006-12-01 AT AT06832042T patent/ATE438560T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-12-01 WO PCT/IB2006/054550 patent/WO2007072259A2/en active Application Filing
- 2006-12-01 PL PL06832042T patent/PL1966044T3/pl unknown
- 2006-12-01 DE DE602006008351T patent/DE602006008351D1/de active Active
-
2008
- 2008-05-08 ZA ZA200803980A patent/ZA200803980B/xx unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602006008351D1 (de) | 2009-09-17 |
ATE438560T1 (de) | 2009-08-15 |
EP1966044A2 (en) | 2008-09-10 |
WO2007072259A2 (en) | 2007-06-28 |
EP1966044B1 (en) | 2009-08-05 |
WO2007072259A3 (en) | 2007-10-25 |
RU2008129684A (ru) | 2010-01-27 |
ZA200803980B (en) | 2009-03-25 |
PL1966044T3 (pl) | 2010-02-26 |
US20100270434A1 (en) | 2010-10-28 |
US8251319B2 (en) | 2012-08-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2406648C2 (ru) | Управление пограничным слоем аэродинамического профиля | |
KR100435312B1 (ko) | 층류 제어 기능을 가진 리딩 에지 고양력 장치 | |
US20200018285A1 (en) | Airfoil with a vortex generator pair | |
US7322547B2 (en) | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods | |
KR101950862B1 (ko) | 윈드 터빈 회전자 블레이드 | |
CN104118557B (zh) | 具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法 | |
US20090020652A1 (en) | Wing leading edge having vortex generators | |
US20150183513A1 (en) | Flow body, method for manufacturing a flow body and aircraft having such a flow body | |
WO2004041640A3 (en) | Slotted aircraft wing | |
US10279899B2 (en) | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods | |
CN103057691A (zh) | 具有波纹形状的前缘部分的飞机尾翼面 | |
CN104210644A (zh) | 用于延伸的混合层流控制的设备和方法 | |
CN101932507A (zh) | 具有一系列激波凸起的空气动力结构 | |
CN111792022B (zh) | 一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法 | |
CN103332288B (zh) | 一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法 | |
Boermans | Research on sailplane aerodynamics at Delft University of Technology | |
CN112977803B (zh) | 吹吸协同高升力增强的变形襟翼 | |
CN104192294B (zh) | 机翼结构及飞机 | |
US10464682B2 (en) | Negative lift evacuation slide | |
US20200001980A1 (en) | Aircraft generating larger thrust and lift by fluid continuity | |
CN106218886A (zh) | 多旋翼机桨叶以及多旋翼机 | |
CN101497371A (zh) | 用于飞行器的空气动力学高性能翼型 | |
CN108163184B (zh) | 吹气环量自调节飞行器 | |
RU2174484C2 (ru) | Самолет вертикального взлета и посадки - "дисколет безрукова-3" | |
CN104149969A (zh) | 一种可实现内部协同射流的螺旋桨布局构型及控制方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181202 |