RU2724026C1 - Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике. Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность заключается в том, что через продольное щелевое сопло на верхней плоскости аэродинамической поверхности производят тангенциальный выдув струи сжатого воздуха. Выдув осуществляют на основании сигналов об обледенении поверхности на расстоянии от 1% до 20% хорды от передней кромки аэродинамической поверхности, с коэффициентом импульса струи сжатого воздуха Сμ ≥ 0.02. Изобретение направлено на повышение надежности и безопасности полета. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для устранения негативных последствий обледенения летательных аппаратов.

Одним из наиболее опасных природных воздействий на летательный аппарат (ЛА) в полете является обледенение, которое может приводить к возникновению аварийных ситуаций. Для борьбы с обледенением в полете как правило используют различные противообледенительные системы (ПОС), которые характеризуются высокой энергоемкостью, работа которых также может приводит к формированию барьерного льда.

Известен «Способ борьбы с обледенением крыльев летательных аппаратов» (патент РФ 2504502, МПК B64D 15/00, 20.01.2014 г.). В данном способе поверхности, подверженные обледенению, нагревают до температуры таяния льда и образовавшуюся в результате этого процесса воду собирают в специальные емкости. Способ позволяет бороться с образованием барьерного льда, образующегося в процессе работы ПОС. Недостатком способа является усложнение ПОС дополнительными элементами (насосы, емкости и т.д.), что повышает энергоемкость, снижает надежность и эффективность всей системы. Кроме того, данный способ не снижает вредного влияния обледенения на аэродинамические характеристики ЛА.

Известен также способ, описанный в изобретении «Противообледенительная система для самолетов» («Anti-icing system for aircraft», патент US 5114100, МПК B64C 21/04, 19.05.1992 г.). Данная система предназначена для ламинаризации передней кромки крыла применением всасывания пограничного слоя через перфорированную обшивку и для управления пограничным слоем путем выдува струи горячего газа. К каждому отверстию в обшивке по передней кроме крыла подводят трубопроводы, которые служат для отсоса пограничного слоя или выдува воздуха. Выдув горячего воздуха на переднюю кромку крыла обеспечивает защиту от обледенения. Недостатком такой системы является сложность конструкции с множеством коллекторов, клапанов и трубопроводов для обеспечения работы ПОС и управления пограничным слоем аэродинамической поверхности путем отсоса. Кроме того, отбор горячего сжатого воздуха от двигателя может приводить к прогару трубопроводов, тем самым снижая надежность системы. Отверстия для выдува находятся в зоне образования льда и в случае их обледенения выдув будет невозможен до тех пор, пока лед не будет растоплен. При этом аэродинамические характеристики ЛА будут продолжать снижаться.

За прототип выбран способ, реализуемый в изобретении «Устройство контроля управления пограничным слоем и противообледенения крыла самолета» («Boundary layer control and anti-icing apparatus for an aircraft wing», патент US 3917193, МПК B64C 21/04, B64D 15/02, 04.11.1975 г.). При данном способе для управления пограничным слоем крыла и работы противообледенительной системы используют горячий воздух, отбираемый от двигателя. Устройство, реализующее способ, содержит ряд трубопроводов, объединенных в коллектор, и с помощью щелевого сопла на предкрылке и эжекторного сопла на передней кромке крыла осуществляют выдув струи горячего воздуха из двигателя. Для снижения температуры струи выдуваемую струю воздуха смешивают с набегающим потоком в эжекторном сопле и смешанный воздух выдувают из сопла на верхнюю поверхность крыла. От эффекта управления пограничным слоем обеспечивают некоторую дополнительную подъемную силу, которая компенсируют потери тяги двигателя от отбора воздуха. Недостатком этого способа является использование горячего воздуха, который смешивают с воздухом внешней среды. Другим недостатком является выдув воздуха в зоне образования льда. Таким образом, выдув будет невозможен до тех пор, пока не будет растоплен лед в зоне расположения сопла, аэродинамические характеристики будут снижаться, что может привести к возникновению аварийной ситуации.

Предлагается способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность, когда уже наросты льда образовались и отрицательно воздействуют на аэродинамические свойства поверхности.

Задачей является разработка способа снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность, который обеспечивает следующие технические результаты:

• Повышение безопасности полета в условиях обледенения;

• Восстановление управляемости с учетом уровня интенсивности обледенения, в том числе при несимметричном обледенении крыла или иной аэродинамической поверхности;

• Предотвращение образования барьерного льда на аэродинамической поверхности.

Технический результат достигается тем, что в способе снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность через продольное щелевое сопло на верхней плоскости аэродинамической поверхности производят тангенциальный выдув струи сжатого воздуха так, что выдув осуществляют на основании сигналов об обледенении поверхности на расстоянии от 1% до 20% хорды от передней кромки аэродинамической поверхности с коэффициентом импульса струи сжатого воздуха Сμ ≥ 0.02.

Дополнительный технический результат получают, если отбор сжатого воздуха для выдува струи осуществляют от автономного источника или вспомогательной силовой установки.

Дополнительный технический результат получают, если для выдува струи используют воздух с температурой от 0°С до 25°С.

Дополнительный технический результат получают, если для выдува используют сопло с длиной от 20% до 100% от продольного размера аэродинамической поверхности.

Дополнительный технический результат получают, если выдув струи воздуха осуществляют в соответствии с заданной программой в зависимости от сигналов об обледенении поверхности.

Дополнительный технический результат получают, осуществляют дифференциальный выдув струи воздуха различной интенсивности, как минимум, в двух местах аэродинамической поверхности при несимметричном обледенении поверхности.

Дополнительный технический результат получают, если осуществляют теплообмен между участками выдува струи сжатого воздуха и смежными участками аэродинамической поверхности.

Изобретение поясняется фигурой 1. На Фиг. 1 представлена принципиальная схема реализации предлагаемого способа.

Рассмотрим реализацию способа снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность на примере профиля крыла самолета.

Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность реализуется в зависимости от режима полета, метеоусловий, этапа полета, а также интенсивности образования льда. В передней части кромки крыла 1 образуется лед 2, который приводит к отрыву пограничного слоя с аэродинамической поверхности, что приводит к резкому снижению аэродинамических характеристик крыла. Дополнительное негативное влияние на обтекание и снижение аэродинамических характеристики крыла оказывает и образование барьерного льда 3. Для снижения влияния обледенения обоих типов производят тангенциальный выдув струи воздуха 4 по сигналам об уровне обледенении передней кромки аэродинамической поверхности из сопла 5, расположенного на расстоянии от 1% до 20% хорды от передней кромки поверхности, т.е. вне зоны образования льда. Сигналы об обледенении поверхности получают от датчиков об обледенении. Положение сопла относительно хорды зависит от типа аэродинамической поверхности и формы льда. Конструктивно сопло с длиной от 20% до 100% от продольного размера аэродинамической поверхности может быть расположено не по всей длине аэродинамической поверхности и может быть размещено секционно.

Выдув струи воздуха с коэффициентом импульса струи сжатого воздуха Сμ ≥ 0.02 позволяет ликвидировать отрыв потока и восстановить аэродинамические характеристики крыла.

Коэффициент импульса выдуваемой струи воздуха Сμ определяется по известной формуле:

где m - массовый расход выдуваемого воздуха, V_j - скорость воздуха в струе на срезе сопла, q_∞ - скоростной напор, S - площадь аэродинамической поверхности участков выдува.

Участки выдува охватывают площадь аэродинамической поверхности, на которую распространяется влияние выдува струи сжатого воздуха.

Численные расчеты показывают, что, например, при посадке в сложных метеоусловиях с максимальным наростом льда тангенциальный выдув по заданной программе струи воздуха с коэффициентом импульса Сμ от 0.05 до 0.07 для восстановления аэродинамических характеристик в течении посадки ЛА.

Исследования показали, что образование льда уменьшает максимальную подъемную силу крыла аэродинамической поверхности от 42 до 66% и критического угла атаки от 7 до 12% (Павленко О.В. «Численное исследование особенностей обтекания модели крыла с имитаторами льда», журнал «Ученые записки ЦАГИ», том XLVII №1, 2016 г., стр. 62-68). Для восстановления до необходимого уровня подъемной силы аэродинамической поверхности, обеспечивающей безопасный полет, производят выдув струи воздуха с заданной интенсивностью Сμ ≥ 0.02. Подъемную силу восстанавливают до необходимого уровня при различных условиях обледенения по заданной программе, выполняющейся в зависимости от сигналов об обледенении аэродинамической поверхности. При несимметричном наросте льда на местах аэродинамической поверхности и уменьшении управляемости от этих наростов осуществляют дифференциальный выдув различной интенсивности, как минимум, в двух местах аэродинамической поверхности. Отбор сжатого воздуха для выдува струи на современных ЛА возможно осуществлять от автономного источника, не связанного с работой двигателя, а например для обеспечения кондиционирования воздуха, и для выдува струи обеспечивают воздух с температурой от 0°С до 25°С.

Дополнительным результатом выдува струи воздуха является нагрев поверхности за соплом от воздействия трения о поверхность крыла выдуваемого сжатого воздуха со скоростью превышающей скорость набегающего потока в 3 раза и более раз в соответствии с эмпирически полученной авторами формулой приращения температуры ΔT от коэффициента импульса выдуваемой струи воздуха Сμ:

ΔТ=9754.5 Сμ2+1948.1Сμ+1.1537

Из приведенной формулы видно, что чем больше по значению коэффициент импульса струи выдува Сμ, тем выше приращение температуры ΔT и более эффективен теплообмен между участками выдува струи сжатого воздуха и смежными участками аэродинамической поверхности, что препятствует образованию барьерного льда.

Таким образом, нагрев при выдуве аэродинамической поверхности за соплом препятствует образованию барьерного льда.

Задачи и технический результат достигаются совокупностью существенных признаков предложенного способа снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность: выдув осуществляют на основании сигналов об обледенении поверхности, на расстоянии от 1% до 20% хорды от передней кромки аэродинамической поверхности, с коэффициентом импульса струи сжатого воздуха Сμ ≥ 0.02.

Claims (7)

1. Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность, заключающийся в том, что через продольное щелевое сопло на верхней плоскости аэродинамической поверхности производят тангенциальный выдув струи сжатого воздуха, отличающийся тем, что выдув осуществляют на основании сигналов об обледенении поверхности, на расстоянии от 1% до 20% хорды от передней кромки аэродинамической поверхности, с коэффициентом импульса струи сжатого воздуха Сμ ≥ 0.02.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что отбор сжатого воздуха для выдува струи осуществляют от автономного источника или вспомогательной силовой установки.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для выдува используют сопло с длиной от 20% до 100% от продольного размера аэродинамической поверхности.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что выдув струи воздуха осуществляют в соответствии с заданной программой в зависимости от сигналов об обледенении поверхности.

5. Способ по п. 2, отличающийся тем, что для выдува используют воздух с температурой от 0°С до 25°С.

6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что осуществляют дифференциальный выдув струи воздуха различной интенсивности, как минимум, в двух местах аэродинамической поверхности при несимметричном обледенении поверхности.

7. Способ по п. 1, отличающийся тем, что осуществляют теплообмен между участками выдува струи сжатого воздуха и смежными участками аэродинамической поверхности.

Images