RU2656918C1 - Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью - Google Patents
Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью Download PDFInfo
- Publication number
- RU2656918C1 RU2656918C1 RU2017119057A RU2017119057A RU2656918C1 RU 2656918 C1 RU2656918 C1 RU 2656918C1 RU 2017119057 A RU2017119057 A RU 2017119057A RU 2017119057 A RU2017119057 A RU 2017119057A RU 2656918 C1 RU2656918 C1 RU 2656918C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- holes
- aircraft
- perforated
- combined
- aerodynamic
- Prior art date
Links
- 238000013016 damping Methods 0.000 title claims abstract description 59
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 14
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 10
- 238000005201 scrubbing Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 8
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 5
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 5
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 4
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 4
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- CWYNVVGOOAEACU-UHFFFAOYSA-N Fe2+ Chemical compound [Fe+2] CWYNVVGOOAEACU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000005442 atmospheric precipitation Substances 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- -1 ferrous metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 238000004080 punching Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль наружной поверхности. Верхние и нижние поверхности обшивки включают комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже глухие демпфирующие полости. Комбинированные отверстия различной геометрии могут иметь сочетание сложных и простых фигур и быть направлены вдоль передней кромки крыла и хвостового стабилизатора. Изобретение направлено на снижение сопротивления трения. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.
Description
Изобретение относится к области аэродинамики летательных аппаратов, в том числе к авиации.
Область применения - управление ламинарно-турбулентным переходом вблизи аэродинамических поверхностей летательных аппаратов с помощью перфорированной поверхности с отверстиями различной геометрической конфигурации, в том числе с комбинированными геометрическими формами, которые имеют глухие демпфирующие полости.
Летательный аппарат представлен в виде беспилотного и пилотируемого летательного аппарата с прямой стреловидной или треугольной формой крыла в плане. Известно, что летательный аппарат имеет конструктивные элементы, представленные фюзеляжем, крылом - стабилизация по крену и хвостовым стабилизатором (стабилизация по высоте - горизонтальное оперение).
Для увеличения аэродинамического качества летательного аппарата желательным является снижение сопротивления трения, которое возникает при его движении в воздушной среде. В авиации уменьшение трения имеет большое значение с точки зрения улучшения экономичности воздушных перевозок. Уменьшение трения потока, обтекающего поверхности крыла, хвостового оперения и фюзеляжа, может дать значительный прирост дальности полета.
В результате внимание исследователей сосредоточилось на управлении пограничным слоем вблизи пристенной поверхности с целью изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата.
В настоящее время применяют активные и пассивные устройства управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях. Применение активных устройств направлено на регулирующее и заданное воздействие на пограничный слой аэродинамической поверхности. Пассивные устройства направлены на использование манипуляторов и моделирование пограничного слоя.
Преимущественно управление пограничным слоем на аэродинамических поверхностях осуществляется с применением активных устройств. Традиционно к ним относятся:
- взлетно-посадочная механизация крыла летательного аппарата;
- отсос, выдув и сдув воздушных масс с несущей поверхности крыла;
- использование микроэлектромеханических систем;
- совершенствование форм аэродинамических поверхностей.
В данной области техники широко известно, что на условия течения пограничного слоя текучей среды, обтекающей аэродинамическую поверхность, могут влиять устройства, совершенствующие несущую поверхность летательного аппарата. Совершенствование формы несущей аэродинамической поверхности летательного аппарата позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления. Возникающее в результате меньшее поверхностное трение может привести к уменьшению аэродинамического сопротивления, увеличению скорости движения в установившемся или неустановившемся воздушном потоке и экономии топлива летательного аппарата. Воздействие на обтекание летательных аппаратов позволяет не только стабилизировать пограничный слой, но и формировать желаемый режим течения в выбранной области на поверхности летательного аппарата.
Известно изобретение Крыло летательного аппарата (патент № 2539440 RU; МПК: В64С 21/06; B64D 33/02; В64С 3/32; № заявки 2013155388/11; дата подачи 12.12.2013; опубликовано 20.01.2015 бюл. №2), взятое за аналог, техническим решением которого является создание крыла летательного аппарата, содержащего прикрепленные к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков.
Недостатки данного изобретения заключаются в том, что:
- не учитывается, как влияет возможный вариант выполнения отверстий в стенке аэродинамической поверхности на характер снижения аэродинамического сопротивления; при этом упоминается возможность применения отверстий в форме окружности, эллипса, овала, квадрата или формы отверстий в терке;
- предложенная конструкция крыла летательного аппарата предусматривает наличие воздухопроницаемых стенок полостей на верхней и нижней аэродинамических поверхностях. При этом в стенках, ограничивающих полости, выполняют отверстия в виде окружности диаметром 50 мм со скругленными краями. Данное обстоятельство может привести к попаданию в полости крыльев атмосферных осадков, что приводит к необходимости закрывать, например, брезентом, верхнюю аэродинамическую поверхность крыла летательного аппарата на время стоянки.
Из уровня техники известно изобретение: Перфорированная конструкция обшивки для систем с ламинарным обтеканием (патент №2324625 RU, МПК В64С 21/06; № заявки 2004133680/11, дата подачи 17.04.2003; опубликовано 20.05.2006 бюл. №14). Данное изобретение наиболее близко по технической сущности и взято за прототип.
Техническим решением в данном изобретении является создание устройства управления ламинарным течением, содержащее наружную обшивку, имеющую множество перфорационных отверстий в виде микрощели, проходящих через нее, и имеющую наружную поверхность, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности.
Недостатки прототипа заключаются в следующем:
- предложена стабилизация только ламинарного пограничного слоя текучей среды с использованием перфорационных отверстий, представленных микрощелями; при этом известно, что при движении в воздушном потоке летательный аппарат испытывает сопротивление трения, в результате вблизи аэродинамических поверхностей может произойти отрыв пограничного слоя. Течение в области отрыва характеризуется взаимодействием между вязким или диссипативным течением около поверхности и внешним, почти изоэнтропическим течением. Отрыв пограничного слоя от аэродинамической поверхности приводит к существенному росту аэродинамического сопротивления при одновременном снижении подъемной силы, что в совокупности приводит к критическому ухудшению аэродинамического качества летательного аппарата. Отрицательный эффект отрыва пограничного слоя выражается в возникновении срыва потока на крыльях различной конфигурации и как следствие развитие неуправляемого штопора. Фундаментальное свойство отрывных течений - гидродинамическая неустойчивость, которая включает в себя области турбулентного течения;
- рассматривается восприимчивость предложенного изобретения к волновым возмущениям при различных длинах волн с учетом интерференции. При этом не описано, как форма отверстия влияет на сопротивление трения, возникающее вблизи аэродинамической поверхности;
- предложено использование перфорационных отверстий на внутреннем пластиноообразном элементе, конструктивно объединенном с нервюрой. Это предложение способствует ослаблению внутренней конструкции крыла, представленной в том числе нервюрами и лонжеронами. В результате при движении летательного аппарата в воздушном пространстве ослабление конструкции крыла может привести к нежелательным механическим последствиям, к которым относится уменьшение несущей способности.
Таким образом, известные технические решения обеспечивают управление пограничным слоем с помощью активного воздействия на пристенную несущую поверхность летательного аппарата.
Перфорационные отверстия одинаковой формы на аэродинамической поверхности не значительно способствуют снижению сопротивления трения.
Наиболее целесообразно сочетание различных комбинаций отверстий на перфорированной поверхности. Предпочтительно сочетание геометрической формы отверстий с произвольным расположением на несущей аэродинамической поверхности крыла летательного аппарата. При этом отверстия располагаются на перфорированной конструкции обшивки вдоль корневой и концевой частей, верхней и нижней несущей поверхности крыла и хвостового стабилизатора, соответствующей на поверхности аэродинамического профиля от 65% до 75% длины хорды от передней кромки до задней кромки профиля. Данное предпочтение позволит при конструировании несущей поверхности крыла применять стандартные элементы перфорированных изделий, с использованием сочетаний штампов, без применения дополнительных механических операций, таких как пробивка или сверление отверстий, в процессе создания летательного аппарата. К данным изделиям относятся стандартные перфорационные листы из сплавов черных и цветных металлов различных размеров.
При этом допускается вариант расположения перфорационных отверстий только на аэродинамической поверхности крыла. Множество отверстий возможно в первом множестве, но можно предусмотреть и второе множество отверстий, расположенное 90% длины хорды аэродинамического профиля от передней кромки к задней кромке профиля.
Новое техническое решение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления трения в результате управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях и на совершенствование формы несущей поверхности.
Техническим результатом заявляемого изобретения являются повышение эффективности на воздействие пристенной турбулентности с целью снижения сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа.
Данное техническое решение направлено на достижение следующих целей:
Для решения поставленной задачи создана перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата, имеющая отверстия комбинированной геометрии с глухими демпфирующими полостями.
Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности.
Принципиальным отличием является то, что верхняя и нижняя поверхности обшивки летательного аппарата включают комбинированные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенными ниже глухими демпфирующими полостями.
Отличительным признаком предлагаемого изобретения является комбинирование геометрической формы отверстий на аэродинамической поверхности летательного аппарата с расположенной под отверстиями воздухонепроницаемой глухой демпфирующей полости.
Использование перфорации различной геометрии, в частности наличие комбинированных отверстий на верхней поверхности крыла летательного аппарата, и расположенных под отверстиями демпфирующих полостей, позволяет осуществить управление пристенными течениями на аэродинамической поверхности с активным воздействием на пограничный слой. Расположение перфорированных отверстий с демпфирующими полостями возможно также на нижней аэродинамической поверхности крыла и на горизонтальном оперении хвостового стабилизатора летательного аппарата.
Заявляемое изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:
Фиг. 1 - летательный аппарат (вид сверху);
Фиг. 2 - поперечное сечение крыла А-А летательного аппарата;
Фиг. 3 - узел I фрагмента верхней несущей поверхности крыла;
Фиг. 4 - фрагмент крыла летательного аппарата от передней кромки с линейным чередованием круглых и квадратных отверстий;
Фиг. 5 - фрагмент крыла летательного аппарата от передней кромки с послойным чередованием круглых и квадратных отверстий;
Фиг. 6 - схема перфорированной поверхности с демпфирующими полостями;
Фиг. 7 - модернизация формы отверстий;
Фиг. 8 - фрагмент перфорированного участка с размерами глухой демпфирующей полости и расположенных над ней комбинированных перфорационных отверстий;
Фиг. 9 - комбинации отверстий различных форм и варианты расположения по отношению к множеству отверстий;
Фиг. 10 - графическая зависимость 
;
Фиг. 11 - графическая зависимость 
с различным объемом глухой демпфирующей полости;
Фиг. 12 - графическая зависимость 
.
На чертежах представлены:
1 - фюзеляж летательного аппарата;
2 - несущее крыло летательного аппарата;
3 - горизонтальное оперение в хвостовой части летательного аппарата;
4 - обшивка летательного аппарата;
5 - комбинированная перфорированная несущая поверхность;
6 - демпфирующая глухая полость со скругленной снизу внутренней частью;
7 и 8 - перфорационные отверстия с разной геометрической формой в плане;
9 - аэродинамический профиль;
10 - вогнутость в глубинной части демпфирующей полости;
11 - вертикальные стенки демпфирующей полости.
На фиг. 1 представлен летательный аппарат с крылом прямой стреловидности, который может быть как пилотируемый, так и беспилотный. Летательный аппарат, который включает в себя фюзеляж 1 с крылом 2 прямой стреловидности, имеет комбинированную перфорацию со стороны верхней несущей аэродинамической поверхности и на горизонтальном оперении хвостового стабилизатора 3.
Выполнение перфорированной конструкции обшивки с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью возможно также на летательном аппарате с треугольной формой крыла в плане.
Фиг. 2 показывает поперечное сечение крыла А-А, а именно аэродинамический профиль с углом атаки 
и участком механизации в потоке набегающей воздушной среды со скоростью 
, а также расположение узла I - фрагмента верхней несущей поверхности крыла.
Горизонтальные несущие поверхности летательного аппарата содержат прикрепленный к фюзеляжу 1 (фиг. 1) каркас, с обшивкой 4, представленный в поперечном сечении аэродинамическим профилем 9 с углом атаки (фиг. 2).
Фиг. 3 иллюстрирует укрупненный узел I фрагмента верхней аэродинамической поверхности крыла летательного аппарата, показывающий часть несущей поверхности крыла с участком перфорированной поверхности с отверстиями и глухими демпфирующими полостями с закругленными участками в глубинной части полости.
Несущее крыло 2 и горизонтальное оперение в хвостовой части летательного аппарата 3 (фиг. 1) представляют собой наиболее целесообразные зоны для применения активного способа управления пограничным слоем с помощью аэродинамической поверхности с использованием перфорации 5 различной геометрии, включающие также демпфирующие глухие полости со скругленной снизу внутренней частью 6 (фиг. 3).
Аэродинамический профиль 9 (фиг. 2) включает в себя комбинированную перфорированную несущую поверхность 5 (фиг. 3) на обшивке горизонтального оперения 4 (фиг. 2), который состоит из верхней и нижней части. Перфорированная поверхность включает в себя перфорационные отверстия 7 и 8 (фиг. 5) с разной геометрической формой в плане.
Поток, движущийся со скоростью 
, взаимодействует с полостью 6 через перфорационные отверстия в обтекаемой поверхности 5 (фиг. 3). При этом турбулентные пульсации давления и скорости вблизи поверхности приводят к перетеканию некоторой массы воздушного потока в полость и обратно, в результате возникает естественный демпфирующий эффект. Как результат при неустановившемся движении летательного аппарата демпфирующий эффект позволяет создать дополнительную подъемную силу, способствующую благоприятному движению.
Фиг. 4 представляет собой фрагмент крыла летательного аппарата от передней кромки с аэродинамическим профилем 9, который дает представление о перфорации 5 с комбинированием круглых и квадратных отверстий линейно чередующимися на поверхности, а также варианте порядкового расположения данных отверстий на обшивке крыла 4 в пространственной (связанной) системе координат.
Обшивка крыла 4 (фиг. 4) и горизонтального оперения хвостовой части летательного аппарата 3 (фиг. 1) имеют комбинированную перфорацию 5 с наличием перфорационных отверстий 7 и 8 (фиг. 5) различной геометрии, которые направлены вдоль передней кромки крыла и хвостового стабилизатора. При этом отверстия 7, 8 в перфорированной поверхности могут иметь сочетание сложных и простых фигур (фиг. 5), а именно их комбинацию. Комбинирование отверстий различной формы возможно благодаря совмещению штампов различной формы. Под комбинированной перфорацией располагаются демпфирующие полости 6 (фиг. 3).
При этом перфорационные отверстия 7, 8 могут быть расположены с послойным чередованием круглых и квадратных отверстий от передней кромки аэродинамического профиля 9 крыла летательного аппарата с шестиугольным расположением на несущей поверхности (фиг. 5).
В качестве базы для дальнейшего рассмотрения фиг. 4 и 5 схематично показывают участок перфорированной несущей аэродинамической поверхности. Для отсчета также на фиг. 4, 5 дополнительно показана связанная система координат, в которой ось «х» обозначает направление вдоль хорды аэродинамического профиля, ось «у» указывает направление вектора воздушной скорости, перпендикулярное хорде аэродинамического профиля и ось «z» обозначает направление вдоль передней кромки горизонтального оперения.
Фиг. 6 представляет собой схему чередования комбинированной перфорированной поверхности 5 и глухих демпфирующих полостей 6 со скругленной глубинной частью на аэродинамической несущей поверхности горизонтального оперения летательного аппарата. Вогнутость 10 в глубинной части демпфирующей полости включает примыкающие участки к вертикальным стенкам полости 11 с выполнением скруглений, обеспечивающих жесткость конструкции и предотвращающих значительное ослабление влияния перфорационных отверстий на несущей аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Фиг. 7 показывает варианты модернизации геометрической формы отверстий, представленных в виде окружности, квадрата и треугольника, которые могут комбинироваться на аэродинамической поверхности.
Соотношение размеров глухой демпфирующей полости 6 (фиг. 6) и расположенных над ней комбинированных перфорационных отверстий 7, 8 (фиг. 5), представленных геометрической формой в виде окружности и квадрата, которые чередуются линейно, представлено на фиг. 8.
Фиг. 9 даёт представление о возможных вариантах комбинации отверстий различных геометрических форм, а также о вариантах расположения по отношению к множеству отверстий.
В результате форма отверстий может быть представлена геометрическими фигурами простого вида, такими как: окружностью [а1, b1, c1, d1, e1], квадратом [а2, b2, c2, e2]; ромбом [d2]; прямоугольником [b3, е3]; овалом [b4, е4] и другими; а также фигурами сложного вида, которые могут быть получены совмещением отверстий простой формы. Возможен вариант выполнения перфорированной части несущей поверхности с различным распределением отверстий по поверхности. При этом расположение отверстий на перфорированной поверхности может быть представлено по квадрату [а1, а2]; прямоугольнику [b1-b4]; шестиугольнику [с1, с2]; по квадрату с разворотом на 45о [d1, d2]; с симметричным смещением [е1-е4].
На фиг. 10 представлена графическая зависимость влияния коэффициента сопротивления трения 
на количество отверстий n, приходящихся на каждую демпфирующую полость, где ● - отверстия в форме окружности, ▲ - комбинирование формы отверстий: круглые и квадратные отверстия. Как можно видеть из графика, оптимальное количество отверстий выявлено при комбинировании геометрических форм отверстий.
На фиг. 11 представлен график зависимости коэффициента трения 
от параметра, характеризующего конструктивные особенности, связанные с изменением объема полости 
, выраженный критерием Рейнольдса 
.
Графическая зависимость 1, на фиг. 11, соответствует непроницаемой аэродинамической поверхности; зависимость 2 - проницаемой поверхности с глубиной демпфирующей полости, равной 5 мм; 3 - проницаемой поверхности с глубиной полости равной, 10 мм; и соответственно, зависимость 4 - проницаемой поверхности с глубиной полости, равной 15 мм.
На фиг. 12 представлена графическая зависимость 
, оценивающая зависимость безразмерного параметра - числа Стэнтона St, который характеризует интенсивность теплообмена воздушного потока с обтекаемой несущей аэродинамической поверхностью, и критерия подобия потока для течений, обусловленных наличием вязкости - критерия Рейнольдса Re. При этом на фиг. 12 условные обозначения соответствуют: ο - непроницаемой поверхности; ■ - поверхности с одинаковой формой отверстия перфорации и глухой полостью без скруглённой нижней части; ● - комбинированной перфорированной поверхности с демпфирующими глухими полостями, имеющие скругления в нижней глубинной части аэродинамической поверхности, в ускоряющемся потоке с различным количеством отверстий.
Эффективность использования перфорированной конструкции обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью может быть обоснована с помощью гипотез турбулентности.
Отрыв потока тесно связан с явлением турбулентности. Следует отметить, что граничная поверхность вблизи неупорядоченного движения воздушного потока, в котором параметры потока меняются во времени и пространстве, представлена перфорированной конструкцией обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и глухой воздухонепроницаемой демпфирующей полостью.
Вследствие прямой стреловидности крыла летательного аппарата аэродинамический спектр обтекания аэродинамического профиля, с перфорированными участками, имеющими комбинированные отверстия, меняет картину движения воздушного потока. При этом расстояние между наиболее удаленными отверстиями перфорированных участков несущей поверхности меньше размера турбулентного образования. Диаметр перфорационных отверстий выбран, с одной стороны, исходя из условия минимизации возмущений, вносимых ими в поток, с другой стороны - достаточным для беспрепятственного перетекания воздуха в демпфирующие полости. Таким образом, минимальный размер отверстий a и d на перфорированной поверхности может достигать 1,1 мм с расстоянием между отверстиями 4 мм и более.
Расположенные под участком перфорированной поверхности глухие демпфирующие полости характеризуют соотношение размера полости к размеру отверстий.
Механизм взаимодействия воздушного потока с полостью остается таким же, как и при одном отверстии. Если же расстояние между отверстиями существенно больше размера турбулентного образования, то есть моли, то с демпфирующей полостью будут взаимодействовать разные моли, параметры этих молей изменяются в разных фазах, что должно привести к снижению влияния демпфирующей полости на турбулентный перенос в пограничном слое. Наличие комбинирования формы отверстий и глухой демпфирующей полости способствуют снижению сопротивления трения турбулентного воздушного потока, а также снижению турбулентного переноса частиц газа в пограничном слое.
Полости с формой нижней части в виде вогнутости позволяют предотвратить сильные возмущения воздушных масс во внутренней части (фиг. 6) и способствуют ослаблению влияния перфорационных отверстий на несущей аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Исходя из выше упомянутого, на характер движения воздушного потока влияет форма, размер и расположение отверстий на аэродинамической несущей поверхности.
Изменение формы отверстия возможно благодаря процессу модернизации. Данный процесс позволит на этапе проектирования несущей аэродинамической поверхности предусмотреть варианты комбинирования отверстий с различной геометрической формой с применением сочетания штампов.
Геометрические параметры комбинированной перфорированной поверхности с круглыми и квадратными отверстиями, расположенными по шестиугольнику при коэффициенте заполнения полости перфорированной поверхности
соответственно
определяют число Рейнольдса рассчитываемое по местной скорости набегающего потока в центре отверстия.
Для уменьшения аэродинамического сопротивления перфорированная конструкция обшивки выполнена с учетом комбинирования геометрических отверстий различной формы. Комбинированные отверстия на обшивке летательного аппарата пространственно распределены таким образом, что учитывается влияние степени заполнения воздухонепроницаемой демпфирующей полости воздушным потоком.
В соответствии с современными представлениями о гипотезах неупорядоченного движения воздушного потока, в котором параметры изменяются во времени и пространстве, анализ заполнения полости через отверстия комбинированной формы осуществляется с учетом расположения их на пристенной аэродинамической поверхности. При этом степень снижения интенсивности турбулентных пульсаций скорости увеличивается по мере приближения к несущей пристенной аэродинамической поверхности. Таким образом, ламинаризация течения начинается под действием комбинированных отверстий и глухой воздухонепроницаемой демпфирующей полости, тогда как ламинаризация под действием продольного отрицательного градиента давления - от внешней области пограничного слоя.
В результате оптимальное количество отверстий, приходящихся на одну демпфирующую полость, равно двум. Данные результаты получены исходя из анализа влияния количества перфорированных некомбинированных и комбинированных отверстий, приходящихся на каждую демпфирующую полость, а также непроницаемой поверхности на сопротивление вязкостного трения.
Анализ графической зависимости 
выявляет оптимальное количество отверстий при комбинировании геометрических форм отверстий (фиг. 10). Данные результата показывают целесообразность комбинированных геометрических форм отверстий. Возможно применение различных комбинаций геометрических форм отверстий. При этом следует учитывать расположение отверстий на перфорированной поверхности таким образом, чтобы над демпфирующей полостью было оптимальное количество отверстий, равное двум.
Оценка влияния характеристик пограничного слоя и конструктивных особенностей, связанных с комбинированием отверстий над демпфирующей полостью, характеризуется зависимостью значения коэффициента трения от критерия Рейнольдса при диаметре демпфирующей полости равной 12 мм и стандартных размерах отверстий: квадратного а × а = 1,1 мм × 1,1 мм и круглого d = 1,1 мм (фиг. 8). При этом следует отметить, что возможно учесть размеры и геометрическую форму отверстий с учетом стандартизации перфорированных изделий. Данный вариант позволит использовать отверстия различной геометрической формы с размером в диапазоне не более 
диаметра демпфирующей полости.
Согласно гипотезе и модели пути смешения Прандтля относительный объем турбулентного образования 
изменяется по длине аэродинамической поверхности за счет изменения толщины пограничного слоя 
. Для определения относительного объема турбулентного образования на перфорированной аэродинамической поверхности с учетом толщины пограничного слоя, а также размеров круглых и квадратных отверстий и демпфирующих полостей предложена формула
где - относительный объем турбулентного образования;
С учетом «x» продольной - вдоль обтекаемой поверхности и «y» поперечной координаты - по нормали к аэродинамической поверхности, осуществляется измерение характеристик пограничного слоя.
Анализ результатов исследования позволяет сделать вывод о целесообразной высоте глухой демпфирующей полости в условиях обтекания пристенной аэродинамической поверхности, имеющей комбинированные отверстия.
Из фиг. 11 видно, что оптимальная высота демпфирующей полости лежит в диапазоне высот равных 10÷15 мм. Дальнейшее увеличение высоты демпфирующей полости не приведет к снижению коэффициента трения.
Механизм и интенсивность переноса теплоты зависят от характера движения воздушного потока в пограничном слое. Если движение внутри теплового пограничного слоя ламинарное, то теплота в направлении, перпендикулярном к пристенной области аэродинамической поверхности, переносится теплопроводностью. Однако у внешней границы слоя, где температура по нормали к пристенной области меняется незначительно, преобладает перенос теплоты конвекцией вдоль несущей поверхности.
Известно, что цель организации теплообмена состоит в увеличении аэродинамического качества несущей поверхности, и уменьшении сопротивления трения, а также увеличения несущих свойств.
Результаты численного исследования ослабления массоотдачи турбулентных воздушных потоков на пристенной несущей поверхности существенно сказываются на аэродинамических характеристиках. Данные результаты показывают, что наличие комбинированных перфорационных отверстий и глухих демпфирующих полостей под ними позволяет снизить интенсивность теплоотдачи до 13% (фиг. 12). При этом максимальное снижение достигается при наличии двух перфорированных отверстий над демпфирующей полостью.
В результате технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что на летательном аппарате, в частности на обшивке верхней и нижней поверхностях крыла, и на хвостовом горизонтальном оперении располагается перфорированная область с наличием комбинированных отверстий разной геометрии, расположенных в определенном порядке, а также демпфирующих полостей под отверстиями. При этом следует отметить, что система управления пограничным слоем вблизи пристенной поверхности аэродинамического профиля с применением устройства воздействия на несущую поверхность направлена на снижение сопротивления трения как следствие на снижение лобового сопротивления и увеличение скорости летательного аппарата, в том числе при выполнении полета на малых высотах.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения, включающего в себя перфорированную конструкцию обшивки летательного аппарата с использованием комбинированной перфорации с отверстиями разной геометрии и глухих демпфирующих полостей под ними, направлено на уменьшение сопротивления трения, обусловленного наличием эффекта вязкости на аэродинамических поверхностях. Кроме того, изобретение применимо с целью снижения массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа на обтекаемой аэродинамической поверхности.
Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью применима для любой другой ситуации, предусматривающей наличие относительно высокой скорости потока текучей среды вдоль поверхности. Например, схемы перфорированной поверхности с комбинированными геометрическими формами отверстий и глухими демпфирующими полостями могут использоваться в качестве вкладышей в трубы с целью уменьшения возмущений потока. Также возможны случаи применения в гидродинамике.
Предлагаемое изобретение не ухудшает экологического состояния окружающей среды. Изобретение промышленно применимо в аэродинамике летательных аппаратов и авиации, так как может быть использовано для совершенствования формы несущей аэродинамической поверхности, как пилотируемых, так и беспилотных летательных аппаратов, которая позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления.
Claims (4)
1. Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью, содержащая наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности; отличающаяся тем, что верхние и нижние поверхности обшивки летательного аппарата включают комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже глухие демпфирующие полости.
2. Перфорированная конструкция по п. 1, отличающаяся тем, что отверстия на ней представлены комбинированием геометрических фигур в количестве не более двух над глухой демпфирующей полостью.
3. Перфорированная конструкция по п. 1, отличающаяся тем, что комбинированные перфорационные отверстия, представленные разной геометрической формой, предусматривают расположение на перфорированной поверхности линейное и послойное.
4. Перфорированная конструкция по п. 1, отличающаяся тем, что она расположена на горизонтальном оперении хвостового стабилизатора.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017119057A RU2656918C1 (ru) | 2017-05-31 | 2017-05-31 | Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017119057A RU2656918C1 (ru) | 2017-05-31 | 2017-05-31 | Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2656918C1 true RU2656918C1 (ru) | 2018-06-07 |
Family
ID=62560704
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017119057A RU2656918C1 (ru) | 2017-05-31 | 2017-05-31 | Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2656918C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2734664C1 (ru) * | 2020-04-03 | 2020-10-21 | Федеральное Государственное Казенное Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Тихоокеанское Высшее Военно-Морское Училище Имени С.О. Макарова" Министерства Обороны Российской Федерации (Г. Владивосток) | Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса |
| FR3096959A1 (fr) * | 2019-06-04 | 2020-12-11 | Safran Electrical & Power | Capot de protection de moteur électrique d’aéronef à décollage et atterrissage verticaux et moteur électrique comportant un tel capot de protection |
| RU2748709C1 (ru) * | 2020-07-27 | 2021-05-31 | Аркадий Александрович Дидковский | Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1008630A (en) * | 1910-03-18 | 1911-11-14 | Pennsylvania Rubber Company | Aeroplane-wing. |
| US5167387A (en) * | 1991-07-25 | 1992-12-01 | Vigyan, Inc. | Porous airfoil and process |
| RU2372251C1 (ru) * | 2008-04-22 | 2009-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова", Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации | Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля и устройство для его осуществления |
-
2017
- 2017-05-31 RU RU2017119057A patent/RU2656918C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1008630A (en) * | 1910-03-18 | 1911-11-14 | Pennsylvania Rubber Company | Aeroplane-wing. |
| US5167387A (en) * | 1991-07-25 | 1992-12-01 | Vigyan, Inc. | Porous airfoil and process |
| RU2372251C1 (ru) * | 2008-04-22 | 2009-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова", Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации | Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля и устройство для его осуществления |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3096959A1 (fr) * | 2019-06-04 | 2020-12-11 | Safran Electrical & Power | Capot de protection de moteur électrique d’aéronef à décollage et atterrissage verticaux et moteur électrique comportant un tel capot de protection |
| RU2734664C1 (ru) * | 2020-04-03 | 2020-10-21 | Федеральное Государственное Казенное Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Тихоокеанское Высшее Военно-Морское Училище Имени С.О. Макарова" Министерства Обороны Российской Федерации (Г. Владивосток) | Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса |
| RU2748709C1 (ru) * | 2020-07-27 | 2021-05-31 | Аркадий Александрович Дидковский | Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Shyy et al. | Flapping and flexible wings for biological and micro air vehicles | |
| Gad-el-Hak et al. | Separation control | |
| Rival et al. | Recovery of energy from leading-and trailing-edge vortices in tandem-airfoil configurations | |
| Cummings et al. | Numerical prediction and wind tunnel experiment for a pitching unmanned combat air vehicle | |
| RU2656918C1 (ru) | Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью | |
| Zhang et al. | Unsteady aerodynamics of a morphing tandem-wing unmanned aerial vehicle | |
| You et al. | Large-eddy simulation of flow separation over an airfoil with synthetic jet control | |
| Siddiqui et al. | Literature review: Biomimetic and conventional aircraft wing tips | |
| Sahin et al. | Dynamic stall alleviation using a deformable leading edge concept-a numerical study | |
| Shmilovich et al. | Flow control for the systematic buildup of high-lift systems | |
| Lian | Numerical study of a flapping airfoil in gusty environments | |
| Gad-El-hak et al. | Status and outlook of flow separation control | |
| Karimian et al. | Numerical investigation of dynamic stall reduction on helicopter blade section in forward flight by an airfoil deformation method | |
| Siddiqui et al. | Experimental investigation of a new spiral wingtip | |
| Ribeiro et al. | Wake dynamics of tapered wings. Part I: a computational study | |
| Nikbakht et al. | An investigation on the flow behavior in the airfoil of a flapping wing | |
| Jin et al. | Computational analysis of the aerodynamic performance of a long-endurance UAV | |
| Panagiotou et al. | A CFD-aided investigation of the morphing winglet concept for the performance optimization of fixed-wing MALE UAVS | |
| Dwivedi et al. | Aerodynamic performance of micro aerial wing structures at low Reynolds number | |
| Azargoon et al. | Unsteady characteristic study on the flapping wing with the corrugated trailing edge and slotted wingtip | |
| Paudel et al. | Aerodynamic and stability analysis of blended wing body aircraft | |
| Golubev et al. | Control of separated and vortex flow using perforated aircraft surface | |
| Ahluwalia et al. | CFD analysis on different shapes of winglet at low subsonic flow | |
| Zangeneh | Stability of Leading-edge Vortices over Pitch up Wings under Sweep | |
| Udartsev et al. | Vortex flow wings |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190601 |