RU2637235C1 - Pulse plasma heat actuator of ejector type - Google Patents
Pulse plasma heat actuator of ejector type Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637235C1 RU2637235C1 RU2016143067A RU2016143067A RU2637235C1 RU 2637235 C1 RU2637235 C1 RU 2637235C1 RU 2016143067 A RU2016143067 A RU 2016143067A RU 2016143067 A RU2016143067 A RU 2016143067A RU 2637235 C1 RU2637235 C1 RU 2637235C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ejector
- actuator
- flow
- wing
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/38—Jet flaps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
Abstract
Description
Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата (ЛА) при до - и околозвуковых скоростях полета.The invention relates to control systems for the flow around an aircraft (LA) at pre- and transonic flight speeds.
Для управления обтеканием крыла летательного аппарата с целью его перестройки в благоприятном направлении используются актуаторы различных типов. Наиболее изученными в настоящее время считаются плазменные актуаторы на диэлектрическом барьерном разряде (ДБР-актуаторы), создающие тангенциальную или нормальную к поверхности струю газа, импульс которой используется для управления обтеканием.Actuators of various types are used to control the flow around the wing of an aircraft for the purpose of its reconstruction in a favorable direction. The most studied are currently considered plasma actuators on a dielectric barrier discharge (DBD actuators), which create a gas stream tangential or normal to the surface, the pulse of which is used to control the flow around.
Известен импульсный плазменный актуатор, использующий для формирования управляющей струи газа тепло, выделяющееся при высоковольтном разряде: Lin Wang, Zhi-xun Xia, Zhen-bing Luo, Jun Chen. Three-Electrode Plasma Synthetic Jet Actuator for High-Speed Flow Control. AIAA JOURNAL, Vol. 52, No 4, April 2014. Основным недостатком данного актуатора является невозможность его работы при больших частотах повторения импульсов из-за перегрева активной зоны.Known pulsed plasma actuator that uses heat generated during high-voltage discharge to form a control gas jet: Lin Wang, Zhi-xun Xia, Zhen-bing Luo, Jun Chen. Three-Electrode Plasma Synthetic Jet Actuator for High-Speed Flow Control. AIAA JOURNAL, Vol. 52,
Принципиальным недостаткам ДБР-актуаторов является невозможность создания актуатора с достаточно большим импульсом, что является препятствием для использования актуаторов этих типов для высокоскоростных летательных аппаратов. Область их эффективного применения (при разумных ограничениях на напряжение питания 20-30 кВ) ограничена скоростями полета 10-30 м/сек.The principal disadvantages of DBD actuators are the impossibility of creating an actuator with a sufficiently large momentum, which is an obstacle to the use of these types of actuators for high-speed aircraft. The area of their effective application (with reasonable restrictions on the supply voltage of 20-30 kV) is limited by flight speeds of 10-30 m / s.
Еще один недостаток - предельно низкий КПД преобразования электроэнергии в механическую энергию струи газа. КПД этих групп актуаторов не превышает долей процента, так как основная часть энергии разряда преобразуется в тепло, которое бесполезно рассеивается в пространстве.Another drawback is the extremely low efficiency of converting electricity to mechanical energy of a gas jet. The efficiency of these groups of actuators does not exceed a fraction of a percent, since the bulk of the discharge energy is converted into heat, which is uselessly dissipated in space.
К недостаткам ДБР-актуаторов можно отнести также невозможность создания систем отсоса пограничного слоя на их основе, в то время как отсос пограничного слоя часто является более эффективным средством для управления обтеканием, чем выдув.The disadvantages of DBD actuators include the impossibility of creating systems for suctioning the boundary layer based on them, while suction of the boundary layer is often a more effective means for controlling flow than blowing.
Известен актуатор, принятый за прототип, работающий на газе высокого давления и содержащий подводной канал, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения, выходной диффузор, осуществляющий формирование пульсирующего выдува в одной области течения и постоянного отсоса пограничного слоя в другой: Arwatz, G., Fono, I., and Seifert, A. "Suction and oscillatory blowing actuator modeling and validation," AIAA journal, Vol. 46, No. 5, 2008, pp. 1107-1117. Основным недостатком актуатора является необходимость отбора газа высокого давления от двигателя или от специального компрессора.The known actuator adopted for the prototype operating on high-pressure gas and containing an underwater channel, an ejector nozzle, a mixing chamber, a vacuum cavity, an output diffuser that generates pulsating blowing in one flow region and constant suction of the boundary layer in another: Arwatz, G., Fono, I., and Seifert, A. "Suction and oscillatory blowing actuator modeling and validation," AIAA journal, Vol. 46, No. 5, 2008, pp. 1107-1117. The main disadvantage of the actuator is the need for high-pressure gas from the engine or from a special compressor.
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является создание импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа для работы с высокой частотой повторения импульсов без перегрева активной зоны, который позволит формировать высокоскоростную управляющую струю газа путем выдува воздуха через диффузор в одной области течения и производить отсос пограничного слоя в другой.The objective and technical result of the present invention is the creation of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator for operation with a high pulse repetition rate without overheating of the core, which will allow the formation of a high-speed control gas stream by blowing air through a diffuser in one flow region and suctioning the boundary layer to another.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа, состоящий из подводного канала, сопла эжектора, камеры смешения, полости разрежения выходного диффузора, дополнительно содержит разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, обратный клапан, полость разрежения выполнена со щелью, соединяющей ее с поверхностью крыла.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that the pulsed plasma thermal actuator of the ejector type, consisting of an underwater channel, an ejector nozzle, a mixing chamber, a rarefaction cavity of the outlet diffuser, further comprises a discharge chamber with built-in needle electrodes, a check valve, a rarefaction cavity with a slot, connecting it to the wing surface.
На фиг. 1 приведена схема импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа, установленного в крыло модели.In FIG. 1 shows a diagram of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator installed in the model wing.
На фиг. 2 приведен общий вид действующей модели импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа.In FIG. Figure 2 shows a general view of the current model of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator.
Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа состоит из (фиг. 1) подводного канала для подачи рабочего тела (газа) из области повышенного давления на нижней поверхности крыла 1 с обратным клапаном 2, разрядной камеры 3 со встроенными игольчатыми электродами 4, сопла эжектора 5, камеры смешения 6, полости разрежения 7 со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла 8, выходного диффузора 9.The pulsed plasma thermal actuator of the ejector type consists of (Fig. 1) an underwater channel for supplying a working fluid (gas) from the high pressure area on the lower surface of the
Принцип работы импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа следующий: Система управления подает на электроды 4 импульсное напряжение, превышающее напряжение пробоя. Величина напряжения пробоя зависит от расстояния между электродами. При пробое образуется низкотемпературная плазма и выделяется тепло, нагревающее воздух в разрядной камере 3. Обратный клапан 2 при разряде закрыт. Подведение тепла вызывает повышение температуры и давления в разрядной камере и истечение газа из эжекторного сопла 5. Скорость газа на выходе из сопла в зависимости от его конструкции может превышать скорость звука. При этом в камере смешения 6 и полости разрежения 7 со щелью 8 создается пониженное давление, вызывающее эжектирование (отсос) газа через щель. Из камеры смешения газ свободно истекает через диффузор 9 в окружающую среду. При этом полное давление выходящей из диффузора струи становится выше, чем изначальной. Предполагается располагать выход диффузора на нижней поверхности крыла в области задней кромки для реализации эффекта струйного закрылка.The principle of operation of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator is as follows: The control system supplies a pulse voltage exceeding the breakdown voltage to the
По окончании каждого цикла за счет избыточного давления на входе в подводной канал 1 клапан 2 открывается в сторону разрядной камеры, которая наполняется холодным газом. Далее происходит следующий искровой разряд и весь цикл повторяется. Таким образом формируется импульсная струя газа, вытекающая из диффузора, и осуществляется отсос пограничного слоя через щель в поверхности полости разрежения, которая может быть конструктивно совмещена с верхней поверхностью крыла.At the end of each cycle, due to excess pressure at the inlet to the
Все характеристики импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа зависят от его геометрических размеров и параметров питания. Импульсный плазменный тепловой актуатор предполагается использовать, в первую очередь, для отсоса пограничного слоя через щель вдоль размаха крыла с целью предотвращения его отрыва, например, за скачком уплотнения. Диапазон скоростей, при которых импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа сможет обеспечить эффективное подавление отрыва, зависит от его геометрических параметров и системы питания. Варьируя их, можно получить требуемые величины скорости отсоса и скорости выхода из диффузора.All characteristics of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator depend on its geometric dimensions and power parameters. The pulsed plasma thermal actuator is supposed to be used, first of all, for suctioning the boundary layer through a slit along the wing span in order to prevent its separation, for example, behind a shock wave. The range of speeds at which an ejector-type pulsed plasma thermal actuator can provide effective rejection suppression depends on its geometrical parameters and power system. By varying them, one can obtain the required values of the suction speed and the exit velocity from the diffuser.
Отсос пограничного слоя в одной из зон течения существенно расширяет возможности импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа при управлении обтеканием летательного аппарата вплоть до больших дозвуковых скоростей потока. Расчетные исследования обтекания профиля П184-15 потоком со скоростью М=0.735 на углах атаки α от 0° до 5° с применением отсоса пограничного слоя при помощи импульсного плазменного теплового актуатора эжекторного типа показывают увеличение коэффициента подъемной силы Су профиля примерно на 11%. При этом максимальное аэродинамическое качество профиля Кмакс увеличивается на 4 единицы. В расчетах без учета упругих свойств крыла зафиксировано также устранение такого негативного эффекта, как бафтинг.The suction of the boundary layer in one of the flow zones significantly expands the possibilities of an ejector-type pulsed plasma thermal actuator for controlling the flow around an aircraft up to high subsonic flow velocities. Computational studies of the flow of a P184-15 profile at a flow rate of M = 0.735 at angles of attack α from 0 ° to 5 ° using suction of the boundary layer using an ejector-type pulsed plasma thermal actuator show an increase in the lift coefficient C of the profile by about 11%. In this case, the maximum aerodynamic quality of the K max profile increases by 4 units. In the calculations without taking into account the elastic properties of the wing, the elimination of such a negative effect as buffering was also recorded.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016143067A RU2637235C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Pulse plasma heat actuator of ejector type |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016143067A RU2637235C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Pulse plasma heat actuator of ejector type |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2637235C1 true RU2637235C1 (en) | 2017-12-01 |
Family
ID=60581397
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016143067A RU2637235C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Pulse plasma heat actuator of ejector type |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2637235C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2716650C1 (en) * | 2019-10-01 | 2020-03-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Pulse resonator ejector |
RU2773484C1 (en) * | 2021-08-20 | 2022-06-06 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Pulsed resonator ejector |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2756008A (en) * | 1953-04-08 | 1956-07-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Jet propelled aircraft with wingmounted jet engines |
SU1785171A1 (en) * | 1984-01-05 | 1996-02-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им.Н.Е.Жуковского | Jet flap |
RU2489315C2 (en) * | 2007-05-25 | 2013-08-10 | Зе Боинг Компани | Flow control system with plasma actuator, method of its use for control flowing over high-speed carrier weapons compartment |
-
2016
- 2016-11-02 RU RU2016143067A patent/RU2637235C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2756008A (en) * | 1953-04-08 | 1956-07-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Jet propelled aircraft with wingmounted jet engines |
SU1785171A1 (en) * | 1984-01-05 | 1996-02-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им.Н.Е.Жуковского | Jet flap |
RU2489315C2 (en) * | 2007-05-25 | 2013-08-10 | Зе Боинг Компани | Flow control system with plasma actuator, method of its use for control flowing over high-speed carrier weapons compartment |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2716650C1 (en) * | 2019-10-01 | 2020-03-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Pulse resonator ejector |
RU2773484C1 (en) * | 2021-08-20 | 2022-06-06 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Pulsed resonator ejector |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Johnston et al. | Vortex generator jets-means for flow separation control | |
JP6613075B2 (en) | Precooler intake duct utilizing active flow control, and system and method including the duct | |
US10358208B2 (en) | Hybrid flow control method for simple hinged flap high-lift system | |
CN103625635B (en) | There are airflow apparatus and the vehicles thereof of surface, leading edge and active flow control system | |
US9278753B2 (en) | Wing for an aircraft, aircraft and method for reducing aerodynamic drag and improving maximum lift | |
RU2015131056A (en) | ENHANCING TURBINE ENERGY EFFICIENCY | |
US9162754B2 (en) | Method of using an active flow control system for lift enhancement or destruction in a wind turbine blade | |
US8226047B2 (en) | Reduction of tip vortex and wake interaction effects in energy and propulsion systems | |
CN108001669B (en) | Leading edge slat noise suppression method based on zero-mass jet control | |
RU2011127207A (en) | VICHREDINAMIC TURBINE | |
CN109760818B (en) | Supersonic velocity boundary layer transition control method based on synthetic double-jet actuator | |
CA2364319A1 (en) | Vibration-driven acoustic jet controlling boundary layer separation | |
CN111516891B (en) | Exciter capable of simultaneously realizing steady air suction and oscillation air blowing | |
CN106014684A (en) | Combined flow control method and structure for improving SERN for TBCC | |
CN105173064B (en) | Tangential slit, which is blown, controls the method transonic speed buffeted and blowning installation | |
RU2531432C2 (en) | Development of vtol aircraft drive forces and aircraft to this end | |
KR20170004844A (en) | Inlet flow restrictor | |
RU2637235C1 (en) | Pulse plasma heat actuator of ejector type | |
Bauer | Design and application of a fluidic actuator system for high lift flow control | |
CN109618481B (en) | Plasma synthetic jet actuator with low Reynolds number condition | |
CN104859844A (en) | Flap zero mass flow/jet flow control system | |
CN110498052A (en) | Thrust vector control system and method based on hybrid power synthesizing jet-flow excitor | |
Voevodin et al. | Improving the lift properties of a wing in takeoff and landing by means of a boundary layer control system using ejector-type actuators | |
Voevodin et al. | New type of pulsed thermal actuator | |
RU2789419C1 (en) | Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds |