RU2734664C1 - Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel - Google Patents
Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2734664C1 RU2734664C1 RU2020113831A RU2020113831A RU2734664C1 RU 2734664 C1 RU2734664 C1 RU 2734664C1 RU 2020113831 A RU2020113831 A RU 2020113831A RU 2020113831 A RU2020113831 A RU 2020113831A RU 2734664 C1 RU2734664 C1 RU 2734664C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- revolution
- flow
- holes
- suction channel
- suction
- Prior art date
Links
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
- B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
- F15D1/00—Influencing flow of fluids
- F15D1/10—Influencing flow of fluids around bodies of solid material
- F15D1/12—Influencing flow of fluids around bodies of solid material by influencing the boundary layer
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
Abstract
Description
Изобретение относится к области гидрогазодинамики, в том числе к аэродинамике летательных аппаратов и авиации. Более точно изобретение применимо к телам вращения аэродинамической формы для регулирования потока текучей среды путем естественного распределения воздушных масс вблизи поверхности с помощью перфорированного участка с отверстиями комбинированной формы и каналом отсоса, расположенного ниже в полости. Может быть использовано при создании несущей поверхности горизонтального оперения летательного аппарата, с целью уменьшения сопротивления трения в пограничном слое.The invention relates to the field of fluid dynamics, including the aerodynamics of aircraft and aviation. More specifically, the invention is applicable to bodies of revolution of an aerodynamic shape for regulating the flow of a fluid by the natural distribution of air masses near the surface using a perforated section with holes of the combined shape and a suction channel located below in the cavity. It can be used to create the bearing surface of the horizontal tail of an aircraft in order to reduce the frictional resistance in the boundary layer.
Область применения - уменьшение турбулентных пульсаций и уменьшение сопротивления трения в пограничном слое с помощью конструкции перфорированной поверхности с отверстиями комбинированной геометрической формы, имеющей расположенные ниже полости с каналами отсоса.The field of application is the reduction of turbulent pulsations and the reduction of frictional resistance in the boundary layer using the construction of a perforated surface with holes of a combined geometric shape, having cavities with suction channels located below.
Из области аэродинамики летательных аппаратов известно, что при движении тела вращения в текучей среде на аэродинамической поверхности в пограничном слое вследствие вязкости потока проявляется касательное напряжение, способствующее возникновению сил внутреннего вязкостного сопротивления трения, которые стремятся увеличить составляющую полного сопротивления - профильное сопротивление. В свою очередь, данный вид сопротивления стремится увеличить значение лобового сопротивления, влекущее за собой снижение аэродинамического качества, а следовательно, продолжительности и дальности движения тела вращения или летательного аппарата.It is known from the field of aerodynamics of aircraft that when a body of revolution moves in a fluid medium on the aerodynamic surface in the boundary layer due to the viscosity of the flow, a tangential stress appears, which contributes to the appearance of forces of internal viscous frictional resistance, which tend to increase the component of total resistance - profile resistance. In turn, this type of resistance tends to increase the value of the frontal resistance, which entails a decrease in the aerodynamic quality, and, consequently, the duration and range of motion of the rotating body or the aircraft.
В результате актуальной задачей является уменьшение вязкостного сопротивления трения. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя - ламинарный режим течения текучей среды или турбулентный режим. При ламинарном режиме течения возникающие силы трения сравнительно малы вследствие небольших относительных скоростей газообразной и жидкой текучих сред потока непосредственно на обтекаемой поверхности. В свою очередь при образовании турбулентного режима течения в пограничном слое относительные скорости на аэродинамической поверхности увеличиваются, что влечет за собой возникновение турбулентных пульсаций, и как результат возникают соответствующие высокие величины сил трения.As a result, an urgent task is to reduce the viscous friction resistance. The magnitude of the friction forces depends on the structure of the boundary layer - a laminar flow regime of a fluid medium or a turbulent regime. In the laminar flow regime, the resulting friction forces are relatively small due to the low relative velocities of the gaseous and liquid flow media directly on the streamlined surface. In turn, with the formation of a turbulent flow in the boundary layer, the relative velocities on the aerodynamic surface increase, which entails the appearance of turbulent pulsations, and as a result, correspondingly high values of friction forces arise.
В области аэрокосмической техники большие значения величин сил трения, и как результат потери на трение, не желательны. Поэтому целесообразными являются изыскания, основанные на управлении пограничным слоем вблизи пристенной поверхности с целью уменьшения сопротивления трения, организации ламинарного режима течения потока и, следовательно, изменения аэродинамических характеристик тела вращения, в том числе летательного аппарата.In the field of aerospace engineering, large values of frictional forces, and as a result of frictional losses, are not desirable. Therefore, it is expedient to investigate based on the control of the boundary layer near the wall surface in order to reduce the frictional resistance, organize the laminar flow regime and, consequently, change the aerodynamic characteristics of the body of revolution, including the aircraft.
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, то есть использование энергии основного потока. Пассивные устройства направлены на использование манипуляторов и моделирование пограничного слоя.Currently, active and passive boundary layer control devices are used on aerodynamic surfaces. The use of active devices is aimed at regulating and presetting the effect on the boundary layer of the aerodynamic surface, that is, using the energy of the main stream. Passive devices are aimed at using manipulators and modeling the boundary layer.
Применение пассивных устройств и дальнейшее их развитие ограничивается необходимостью использования внешних источников энергии - компрессоров, энергии двигателя и других, а также сложностью изготовления и стоимостью.The use of passive devices and their further development is limited by the need to use external energy sources - compressors, engine energy and others, as well as by the complexity of manufacture and cost.
Таким образом, преимущественно управление пограничным слоем на аэродинамических поверхностях осуществляется с применением активных устройств. Традиционно к ним относятся:Thus, predominantly the control of the boundary layer on aerodynamic surfaces is carried out using active devices. Traditionally, these include:
- взлетно-посадочная механизация;- takeoff and landing mechanization;
- отсос, выдув и сдув воздушных масс с несущей поверхности;- suction, blowing and blowing of air masses from the bearing surface;
- использование микроэлектромеханических систем;- use of microelectromechanical systems;
- создание риблетных поверхностей;- creation of riblet surfaces;
- использование устройств разрушения вихрей;- use of vortex destruction devices;
- создание податливых покрытий;- creation of flexible coatings;
- совершенствование форм аэродинамических поверхностей.- improving the shape of aerodynamic surfaces.
В данной области техники широко известно, что на условия течения пограничного слоя текучей среды, обтекающей аэродинамическую поверхность, могут влиять устройства, совершенствующие внешнюю несущую поверхность тела вращения. Совершенствование формы внешней поверхности тела вращения позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления. Возникающее в результате меньшее поверхностное вязкостное трение в пограничном слое может привести к уменьшению лобового сопротивления, увеличению скорости движения в установившемся или неустановившемся воздушном потоке. Воздействие на структуру потока с помощью конструктивных особенностей обтекаемой поверхности позволит не только осуществлять организацию перехода турбулентного режима течения потока в ламинарный режим в пограничном слое, но и формировать желаемый режим течения в выбранной области с целью снижения пульсаций мгновенных скоростей и давления на аэродинамической поверхности твердого тела.It is widely known in the art that the flow conditions of the boundary layer of the fluid around the aerodynamic surface can be influenced by devices that improve the outer bearing surface of the body of revolution. Improving the shape of the outer surface of the body of revolution allows the control of the boundary layer fluid for stabilization or control purposes. The resulting lower surface viscous friction in the boundary layer can lead to a decrease in drag, an increase in the speed of movement in a steady or unsteady air flow. The impact on the flow structure with the help of the design features of the streamlined surface will allow not only organizing the transition of the turbulent flow regime to the laminar regime in the boundary layer, but also to form the desired flow regime in the selected area in order to reduce the pulsations of instantaneous velocities and pressure on the aerodynamic surface of a solid body.
Известны различные устройства активного управления пограничным течением, которые основаны на совершенствовании формы внешней поверхности тела вращения. В частности, известно изобретение Тело аэродинамической формы. Летательный аппарат и способ уменьшения потерь на трение (патент № 2399555 RU; МПК: В64С 21/06; F15D 1/12; опубликовано 20.05.2009 бюл. №14), взятое за аналог, техническим решением которого является создание группы изобретений в виде тела аэродинамической формы, которое содержит регулирующие каналы с регулирующей частью. При этом летательный аппарат характеризуется выполнением обшивки в форме тела аэродинамической формы. В данном изобретении способ уменьшения потерь на трение на поверхности, обтекаемой текучей средой, характеризуется тем, что объемный поток текучей среды, автоматически регулируемый регулирующими каналами, удаляется с поверхности путем отсоса пограничного слоя через регулирующие каналы с использованием единственной камеры всасывания, так что пограничный слой потока текучей среды на поверхности, обтекаемой текучей средой, устойчиво поддерживается в ламинарном режиме.Various devices for active control of the boundary flow are known, which are based on improving the shape of the outer surface of the body of revolution. In particular, the invention is known to have an aerodynamic body. An aircraft and a method for reducing friction losses (patent No. 2399555 RU; IPC: В64С 21/06; F15D 1/12; published on 20.05.2009 bul. No. 14), taken as an analogue, the technical solution of which is to create a group of inventions in the form of a body aerodynamic shape, which contains control channels with a control part. In this case, the aircraft is characterized by the implementation of the skin in the form of an aerodynamic body. In the present invention, a method for reducing frictional losses on a surface streamlined by a fluid is characterized in that the volumetric fluid flow, automatically controlled by the control channels, is removed from the surface by suction of the boundary layer through the control channels using a single suction chamber, so that the boundary layer of the flow the fluid on the surface, streamlined by the fluid, is stably maintained in a laminar mode.
Недостатки данного изобретения заключаются в том, что:The disadvantages of this invention are that:
- не учитывается как распределяется на внешней поверхности тела аэродинамической формы предложенный способ уменьшения потерь на трение - по всей длине или только на конкретных участках поверхности, то есть нет конкретизации;- it is not taken into account how the proposed method of reducing friction losses is distributed on the outer surface of the aerodynamic body - along the entire length or only on specific areas of the surface, that is, there is no specification;
- сложность изготовления регулирующего канала, который характеризуется внутренней стенкой, имеющей остроконечные зубцы и в том числе рекомендуемый вариант - спираль;- the complexity of manufacturing the control channel, which is characterized by an inner wall with pointed teeth, including the recommended option - a spiral;
- предложенное техническое решение не показывает, какой формы должны быть в планиметрии входная и выходная части, входящие в состав регулирующего канала тела аэродинамической формы;- the proposed technical solution does not show what shape should be in the planimetry inlet and outlet parts that are part of the regulating channel of the aerodynamic body;
- предложенная конструкция не регламентирует размеры регулирующей части между входной и выходной частями, в продольном и поперечном направлениях;- the proposed design does not regulate the dimensions of the regulating part between the inlet and outlet parts, in the longitudinal and transverse directions;
- не показано, куда впоследствии попадает поток текучей среды после перемещения в выходную часть канала нижнего слоя материала поверхности тела аэродинамической формы.- it is not shown where the fluid flow subsequently enters after moving into the outlet part of the channel of the lower layer of the material of the aerodynamic body surface.
В изобретении Способ управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля и устройство для его осуществления (патент № 2372251 RU; МПК: В64С 21/02; опубликовано 10.11.2009 бюл. №31), которое также взято за аналог, показано устройство управления пограничным слоем при обтекании аэродинамического профиля, который содержит : внутреннюю полость, канал для отсоса пограничного слоя и канал для вдува воздуха, выполненные в теле лопаток компрессора и/или крыльев летательных аппаратов. Каналы соединяют полость с внешней средой. Канал для отсоса пограничного слоя на спинке профиля из зоны повышенного давления проходит в направлении нормали к поверхности спинки лопатки и/или крыла и выполнен или в виде сплошной щели, или в виде трубчатых каналов. Канал для вдува воздуха из полости в зону пониженного давления потока проходит под углом 5-15° к поверхности спинки профиля в направлении по потоку. На выходе из каналов вдува воздуха могут быть установлены сопловые приплюснутые поворотные насадки.In the invention, a Method for controlling a boundary layer when flowing around an airfoil and a device for its implementation (patent No. 2372251 RU; IPC:
Недостатки аналога заключаются в следующем:The disadvantages of the analog are as follows:
- нет детализации описания принципа работы, приплюснутого соплового поворотного насадка, установленного на выходе канала вдува воздуха на аэродинамическом профиле, который направлен на уменьшение сопротивления при обтекании его потоком;- there is no detailed description of the principle of operation of a flattened nozzle rotary nozzle installed at the outlet of the air injection channel on the aerodynamic profile, which is aimed at reducing the resistance when flowing around it;
- предложено выполнение каналов на спинке профиля в виде сплошной щели шириной ~2% хорды профиля или в виде трубчатых каналов диаметром ~3% хорды профиля. При этом не описано обоснование применения данной формы каналов, а показан только факт улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и увеличение максимально допустимых углов атаки α при его маневрировании;- it is proposed to make channels on the back of the airfoil in the form of a continuous slot with a width of ~ 2% of the airfoil chord or in the form of tubular channels with a diameter of ~ 3% of the airfoil chord. At the same time, the justification for the use of this form of channels is not described, but only the fact of improving the takeoff and landing characteristics of the aircraft and an increase in the maximum permissible angles of attack α during its maneuvering is shown;
- предложенное устройство характеризуется невысоким значением коэффициента полезного действия вследствие небольшой разницы перепада давления в местах отсоса и выдува воздушного потока через каналы расположенные на верхней поверхности крыла.- the proposed device is characterized by a low value of the efficiency due to the small difference in pressure drop in the places of suction and blowing of the air flow through the channels located on the upper surface of the wing.
В указанных выше решениях, аналогично и заявленному, используется принцип энергии текучей среды потока обтекающего аэродинамическую поверхность, но отличия есть в конструкции и достижении результата. Расхождение от вышеуказанных аналогов достигается эффективностью применения активного воздействия на пристенную несущую поверхность тела вращения, в том числе летательного аппарата, с помощью использования сочетания комбинированной геометрической формы двух отверстий или каналов на перфорированной поверхности и расположенным нижним слоем, образующим полости с согласованием гашения турбулентных пульсаций. При этом в полости организован выходной канал отсоса.In the above solutions, similar to the one stated, the principle of the energy of the fluid flowing around the aerodynamic surface is used, but there are differences in the design and in achieving the result. The discrepancy from the above analogs is achieved by the effectiveness of the use of active action on the near-wall bearing surface of the body of revolution, including the aircraft, by using a combination of the combined geometric shape of two holes or channels on the perforated surface and the located lower layer forming cavities with matching damping of turbulent pulsations. In this case, a suction outlet channel is organized in the cavity.
Наиболее близким к заявленному изобретению является конструкция внешней поверхности летательного аппарата, реализуемая активным устройством управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях, представленным в изобретении Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью (патент № 2656918 RU, МПК В64С 21/02; опубликовано 07.06.2018 бюл. №16). Данное изобретение наиболее близко по технической сущности и взято за прототип.Closest to the claimed invention is the design of the outer surface of the aircraft, implemented by an active device for controlling the boundary layer on aerodynamic surfaces, presented in the invention Perforated skin structure of the aircraft with combined holes and a damping cavity (patent No. 2656918 RU, IPC В64С 21/02; published 07.06 .2018 bul. No. 16). This invention is the closest in technical essence and is taken as a prototype.
Техническим результатом изобретения является повышение эффективности на воздействие пристенной турбулентности с целью снижения сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа.The technical result of the invention is to increase the efficiency of the effect of near-wall turbulence in order to reduce the frictional drag on the streamlined aerodynamic surface and mass transfer of turbulent flows of liquid and gas.
В изобретении представлена 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. Принципиальным отличием прототипа является то, что верхние и нижние несущие поверхности обшивки включают комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенными ниже глухими демпфирующими полостями.The invention presents a perforated structure of an aircraft skin with combined holes and a damping cavity, containing an outer skin having a plurality of spatially distributed perforations passing through it, made with the possibility of influencing it by an air flow including an air flow of the boundary layer passing along the specified outer surface. The principal difference between the prototype is that the upper and lower bearing surfaces of the skin include combined perforations of different geometrical shapes with different orientation on the surface and blind damping cavities located below.
Обшивка крыла и горизонтального оперения хвостовой части летательного аппарата представлены комбинированной перфорацией с наличием отверстий различной геометрии, которые направлены вдоль передней кромки крыла и хвостового стабилизатора. При этом отверстия в перфорированной поверхности могут иметь сочетание сложных и простых фигур, а именно их комбинацию с линейным и послойным расположением на аэродинамической поверхности.The wing skin and the horizontal tail section of the aircraft are represented by combined perforation with holes of various geometries, which are directed along the leading edge of the wing and tail stabilizer. In this case, the holes in the perforated surface can have a combination of complex and simple shapes, namely their combination with a linear and layered arrangement on the aerodynamic surface.
Эффективность рассматриваемой конструкции существенно зависит от размеров и вариантов сочетания разных по геометрической форме перфорационных отверстий, а также размеров демпфирующей полости. Если учесть оптимальное месторасположение каналов или отверстий вдува и выдува для одного режима обтекания профиля, то на другом режиме устройство будет работать менее эффективно и безотрывное обтекание вблизи несущей поверхности профиля летательного аппарата обеспечить будет сложно. Если же попытаться найти некое усредненное количество отверстий на всем протяжении обшивки летательного аппарата, то во время полета система безотрывного обтекания будет работать крайне неустойчиво и аэродинамическое качество летательного аппарата будет постоянно меняться. Что, в свою очередь, может отрицательно повлиять на управляемость, экономичность и безопасность полета летательного аппарата. Поэтому данное изобретение требует дополнительного уточнения и развития.The efficiency of the structure under consideration essentially depends on the size and options for combining perforations with different geometric shapes, as well as the size of the damping cavity. If we take into account the optimal location of channels or holes for injection and blowing for one mode of airfoil flow, then in the other mode the device will work less efficiently and it will be difficult to ensure uninterrupted flow near the bearing surface of the airfoil of the aircraft. If we try to find a certain average number of holes throughout the entire length of the aircraft skin, then during the flight the continuous flow system will work extremely unstable and the aerodynamic quality of the aircraft will constantly change. This, in turn, can adversely affect the controllability, efficiency and safety of the aircraft. Therefore, the present invention requires additional specification and development.
Таким образом, известные технические решения обеспечивают управление пограничным слоем с помощью активного воздействия на пристенную несущую поверхность тела вращения в виде аэродинамической формы или летательного аппарата с целью уменьшения турбулентных пульсаций и снижения потерь на трение в пограничном слое.Thus, the known technical solutions provide boundary layer control by actively acting on the wall bearing surface of the body of revolution in the form of an aerodynamic shape or an aircraft in order to reduce turbulent pulsations and reduce friction losses in the boundary layer.
Новое техническое решение направлено на уменьшение сопротивления трения, а также на совершенствование аэродинамической поверхности тела вращения, представленной твердым телом с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и расположенным ниже в полости каналом отсоса.The new technical solution is aimed at reducing the frictional resistance, as well as improving the aerodynamic surface of the body of revolution, represented by a solid body with a section of perforated surface with combined holes and a suction channel located below in the cavity.
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение эффективности воздействия на пристенную турбулентность в пограничном слое с целью снижения сопротивления трения на обтекаемой поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа. При этом тело вращения может быть рассмотрено как абсолютно твердое тело с точки зрения механики гидрогазодинамики. Кроме того, результатом изобретения является то, что обеспечивается улучшение аэродинамических характеристик поверхности тела вращения, способствующие снижению лобового сопротивления, без дополнительных энергозатрат тягового или вспомогательного двигателя.The technical result of the claimed invention is to improve the effectiveness of the impact on the wall turbulence in the boundary layer in order to reduce the frictional drag on the streamlined surface and mass transfer of turbulent flows of liquid and gas. In this case, the body of revolution can be considered as an absolutely rigid body from the point of view of the mechanics of fluid dynamics. In addition, the result of the invention is that it provides an improvement in the aerodynamic characteristics of the surface of the body of revolution, contributing to a decrease in drag, without additional energy consumption of the traction or auxiliary engine.
Данное техническое решение направлено на достижение следующих целей:This technical solution is aimed at achieving the following goals:
- обеспечение конструкции тела вращения, представленную перфорированной внешней несущей поверхностью, которая характеризует наличие двух отверстий комбинированной геометрической формы с расположенной ниже полостью, имеющей канал отсоса, удовлетворяющую компенсированию изменения давления на внешней поверхности и обеспечению циркуляции потока по соответствующим каналам отсоса с целью стабилизации, а, следовательно, и ламинаризации течения текучей среды на поверхности твердого тела;- providing the structure of the body of revolution, represented by a perforated outer bearing surface, which characterizes the presence of two openings of a combined geometric shape with a cavity located below, having a suction channel that satisfies the compensation of pressure changes on the outer surface and the circulation of the flow through the corresponding suction channels in order to stabilize, a, therefore, laminarization of the fluid flow on the surface of the solid;
- обеспечение конструкции обшивки тела вращения с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, которая позволит использовать естественную энергию состояния потока, прилегающего к пристенной области аэродинамической поверхности, для управления или затягивания ламинарно-турбулентного перехода вблизи несущих участков твердого тела;- providing the structure of the skin of the body of revolution with a section of a perforated surface with combined holes and a suction channel, which will allow using the natural energy of the state of the flow adjacent to the wall region of the aerodynamic surface to control or delay the laminar-turbulent transition near the bearing sections of the solid;
- обеспечение управления пограничным слоем с целью уменьшения турбулентных пульсаций и уменьшения сопротивления трения в пограничном слое с помощью конструкции перфорированной поверхности с двумя отверстиями разной геометрической формы, имеющей расположенную ниже полость с каналом отсоса.- providing control of the boundary layer in order to reduce turbulent pulsations and reduce frictional resistance in the boundary layer using the design of a perforated surface with two holes of different geometric shapes, having a cavity located below with a suction channel.
Для решения вышеуказанных задач создано изобретение - перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса.To solve the above problems, an invention has been created - a perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined holes and a suction channel.
Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и выходным каналом отсоса содержит специальную конструкцию послойно чередующихся элементов. Предлагаемый в изобретении участок тела вращения содержит на внешней поверхности каналы, представленные сквозными отверстиями разной геометрической формы, служащие для регулирования потока внешней текучей среды. При этом под внешней поверхностью расположен слой чередующихся полостей с одним выходным каналом отсоса.The perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined openings and a suction outlet channel contains a special design of layer-by-layer alternating elements. The proposed in the invention section of the body of revolution contains on the outer surface channels represented by through holes of different geometric shapes, which serve to regulate the flow of the external fluid. In this case, a layer of alternating cavities with one outlet suction channel is located under the outer surface.
Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, 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. При этом внешняя поверхность корпуса тела вращения включает комбинированные перфорационные отверстия разной геометрической формы с различным ориентированием на поверхности и расположенные ниже полости.Perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined holes and a suction channel, contains an outer skin having a plurality of spatially distributed perforations passing through it, made with the possibility of influencing it by an air flow, including the air flow of the boundary layer passing along the specified outer surface ... In this case, the outer surface of the body of the body of revolution includes combined perforations of different geometrical shapes with different orientation on the surface and cavities located below.
Принципиальным отличием предлагаемого изобретения является то, что в нижней части полостей дополнительно устроены каналы отсоса. Отличительным признаком выходного канала, предназначенного для отсоса части воздушных масс из полости, является возможность регулирования количества текучей среды в полости с целью ламинаризации потока пограничного слоя вблизи корпуса тела вращения. При этом часть потока возвращается на внешнюю поверхность тела вращения из полости, а другая часть через канал отсоса в систему отбора с максимально возможным давлением, что достигается ростом скорости движения тела вращения. Данный отличительный признак изобретения позволяет использовать конструкцию участка тела вращения без необходимости применения дополнительных энергозатрат при высоких скоростях движения в воздушном потоке, которая способствует снижению лобового сопротивления и увеличению аэродинамического качества внешней поверхности тела вращения.The fundamental difference of the present invention is that suction channels are additionally arranged in the lower part of the cavities. A distinctive feature of the outlet channel intended for suction of part of the air masses from the cavity is the ability to control the amount of fluid in the cavity in order to laminarize the flow of the boundary layer near the body of the body of revolution. In this case, part of the flow returns to the outer surface of the body of revolution from the cavity, and the other part through the suction channel into the selection system with the maximum possible pressure, which is achieved by increasing the speed of movement of the body of rotation. This distinctive feature of the invention makes it possible to use the design of the section of the body of revolution without the need for additional energy consumption at high speeds in the air flow, which helps to reduce the drag and increase the aerodynamic quality of the outer surface of the body of revolution.
Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения выполнена с учетом комбинирования геометрических отверстий различной формы. Количество отверстий над проницаемой полостью равно двум исходя из максимального эффекта по снижению сопротивления трения перфорированной поверхности. При этом каналы отсоса, устроенные в нижней части полости расположены симметрично по центру между двумя перфорационными отверстиями.The perforated structure of the outer surface of the body of revolution is made taking into account the combination of geometric holes of various shapes. The number of holes above the permeable cavity is equal to two based on the maximum effect of reducing the frictional resistance of the perforated surface. In this case, the suction channels arranged in the lower part of the cavity are located symmetrically in the center between the two perforations.
Применение на теле вращения участка перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса позволяет осуществить благоприятное управление пристенными течениями на аэродинамической поверхности с активным воздействием на пограничный слой.The application on the body of the rotation of a section of a perforated surface with combined holes and a suction channel allows for a favorable control of near-wall currents on the aerodynamic surface with an active effect on the boundary layer.
Заявляемое изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:The claimed invention is illustrated by drawings, which depict:
Фиг. 1 - фотография модели тела вращения аэродинамической формы с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, расположенная в рабочей части аэродинамического стенда (вид спереди - горизонтальная плоскость);FIG. 1 - photograph of a model of a body of revolution of an aerodynamic shape with a section of a perforated surface with combined holes and a suction channel, located in the working part of the aerodynamic stand (front view - horizontal plane);
Фиг. 2 - макет участка перфорированной поверхности с разными по геометрической форме отверстиями и расположенной ниже полостью с каналом отсоса;FIG. 2 - a model of a section of a perforated surface with holes of different geometric shapes and a cavity with a suction channel located below;
Фиг. 3 - фрагмент перфорированной поверхности, представленной комбинированными отверстиями и каналом отсоса, расположенного в проницаемой полости;FIG. 3 - a fragment of a perforated surface, represented by combined holes and a suction channel located in a permeable cavity;
Фиг. 4 - кинематическая схема расположения тела вращения с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, а также измерительной аппаратурой в открытой рабочей части экспериментальной установки;FIG. 4 is a kinematic diagram of the arrangement of the body of revolution with a section of a perforated surface with combined holes and a suction channel, as well as measuring equipment in the open working part of the experimental setup;
Фиг. 5 - вид I внешней поверхности тела вращения;FIG. 5 - view I of the outer surface of the body of revolution;
Фиг. 6 - поперечное сечение А-А участка поверхности тела вращения, представленного видом I;FIG. 6 is a cross-section AA of a portion of the surface of a body of revolution represented by type I;
Фиг. 7 - укрупненный фрагмент участка внешней поверхности тела вращения в продольном направлении, представленного видом I.FIG. 7 - enlarged fragment of the section of the outer surface of the body of revolution in the longitudinal direction, represented by type I.
На чертежах представлены позициями:In the drawings are represented by positions:
1 - тело вращения (фотография модели);1 - body of revolution (photo of the model);
2 - участок перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса;2 - a section of a perforated surface with combined holes and a suction channel;
3 - верхний слой перфорированной поверхности с отверстиями разной геометрической формы;3 - the top layer of the perforated surface with holes of different geometric shapes;
4 - проницаемая полость;4 - permeable cavity;
5 - выходной канал отсоса;5 - suction outlet channel;
6 - сопло, скрепленное с конфузором;6 - nozzle attached to the confuser;
7 - растяжки;7 - stretch marks;
8 - тело вращения аэродинамической формы (расположение на кинематической схеме);8 - body of revolution of aerodynamic shape (location on the kinematic diagram);
9 - приемник полного давления;9 - full pressure receiver;
10 - верхний перфорированный проницаемый корпус;10 - upper perforated permeable body;
11 - отбор воздуха;11 - air bleeding;
12 - клапан;12 - valve;
13 - расходомер;13 - flow meter;
14 - вентилятор;14 - fan;
15 - напорный канал;15 - pressure channel;
16 - воздухозаборник;16 - air intake;
17 - обтекатель;17 - fairing;
18 - фрагмент перфорированной поверхности;18 - a fragment of a perforated surface;
19 - дренажное отверстие;19 - drainage hole;
20 - кольцевая секция с проницаемыми полостями;20 - annular section with permeable cavities;
21 - выходной канал отсоса;21 - suction outlet channel;
22 - внутренний каркас;22 - inner frame;
23 - импульсные трубки;23 - impulse tubes;
24 - приемник статического давления;24 - static pressure receiver;
25 - жидкостный «U» - образный батарейный микроманометр;25 - liquid "U" - shaped battery micromanometer;
26 - измеритель - «нож», необходимый для подачи данных измерения на измерительное оборудование.26 - gauge - "knife" required to supply measurement data to the measuring equipment.
На фиг. 1 представлена фотография модели в виде тела вращения 1 с участком перфорированной поверхности с комбинированными по форме отверстиями и распложенной ниже полостью включающей канал отсоса 2.FIG. 1 shows a photograph of a model in the form of a body of revolution 1 with a section of a perforated surface with holes combined in shape and a cavity located below, including a
Размеры участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса приняты исходя из условия минимизации возмущений потока и достаточными для снижения турбулентных пульсаций.The dimensions of the section of the perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined holes and a suction channel are taken on the basis of the condition of minimizing flow disturbances and sufficient to reduce turbulent pulsations.
Фиг. 2 демонстрирует послойное расположение участка перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями, полостью и каналом отсоса на макете модели. Здесь: первый слой - верхняя внешняя проницаемая перфорированная поверхность 3 с отверстиями разной геометрической формы; второй слой - проницаемый слой полостей 4 цилиндрической формы, расположенных ниже первого внешнего слоя с учетом расположения двух перфорационных отверстий над полостью; третий слой - проницаемый с одним выходным каналом отсоса 5, расположенным под полостью с учетом расположения симметрично по центру между каналами, представленными проницаемыми двумя отверстиями первого слоя.FIG. 2 shows the layered arrangement of a perforated surface area with combined holes, a cavity and a suction channel on a model model. Here: the first layer is the upper outer permeable
Фиг. 3 иллюстрирует детализацию послойного расположения всех элементов фрагмента перфорированной поверхности представленной комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5, расположенного в проницаемой полости 4. Оптимальное количество проницаемых отверстий разной формы, приходящихся на одну полость, принято равным двум. При этом необходимо учесть размеры и геометрическую форму отверстий с учетом стандартизации перфорированных изделий, но не более 15 мм. Данный вариант позволит использовать отверстия различной геометрической формы с размером в диапазоне не более 1/4 диаметра полости. Оптимальная высота проницаемой полости лежит в диапазоне высот равных 10÷15 мм. Дальнейшее увеличение размеров перфорационных отверстий разной формы и проницаемой полости может привести к меньшей эффективности снижения коэффициента трения. Размеры выходного канала отсоса соответствуют возможности прохождения части потока с целью снижения пульсаций турбулентных образований, но не более 15 мм. Размеры перфорационных отверстий разной геометрической формы, входящих в состав перфорированного слоя, а также слоя полостей, расположенного ниже и проницаемого слоя с каналом отсоса, примыкающего к нему, согласуются аналитическим представлениям исходных условий исследований аэрогидродинамической поверхности тела вращения.FIG. 3 illustrates the detailing of the layered arrangement of all elements of the perforated surface fragment represented by the combined
На фиг. 4 показана кинематическая схема расположения тела вращения 1 с участком перфорированной поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса 2 в открытой рабочей части дозвуковой аэродинамической трубы замкнутого типа, представленной аэродинамическим стендом типа АС - 1. Кинематическая схема показывает все функциональные части предлагаемого технического решения во взаимосвязи с характером взаимодействия потока пограничного слоя и комплексом измерительного аппарата представленного позициями 6, 9, 11-17, 24-26, а также рассматривает последовательность расположения структурных узлов экспериментальной установки.FIG. 4 shows a kinematic diagram of the arrangement of a body of revolution 1 with a section of a perforated surface with combined holes and a
Согласно схеме (см. фиг. 4) в рабочей части аэродинамического стенда поперечное сечение сопла 6 имеет форму окружности с целью создания равномерного поля скоростей вблизи поверхности кормовой части тела вращения и определения скорости потока на исследуемом участке. Определение аэродинамических характеристик, участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса, в рабочей части АС - 1 базируются на принципе относительности Галилея, который заключается в следующем: перемещение тела относительно воздуха можно заменить движением воздуха, набегающего на неподвижное тело. Руководствуясь данным принципом с целью достоверности получения итоговых аэродинамических результатов модель тела вращения установлена неподвижно в рабочей части АС - 1 с помощью растяжек 7, а набегающий поток υ∞ через проточный канал и конфузор перемещается в сопло 6 и подается на кормовую часть модели в виде тела вращения.According to the scheme (see Fig. 4) in the working part of the aerodynamic stand, the cross-section of the
Фиг. 4 также демонстрирует измерительный аппарат, необходимый для определения аэродинамических характеристик потока пограничного слоя вблизи внешней поверхности тела вращения аэродинамической формы 8, установленного на растяжках 7 в открытой рабочей части АС - 1. Измерительный аппарат включает: приемники полного 9 и статического давления 24, соединенных с импульсными капиллярными трубками 23 и жидкостным «U» - образным 20-канальным батарейным манометром 25 через измеритель подачи данных 26. Таким образом, поток, проходящий через конфузор 6 со скоростью υ∞, взаимодействует с участком проницаемой внешней поверхности тела вращения 1 через первую группу перфорационных отверстий, расположенных на верхнем слое поверхности 3 на обтекаемом участке 2 (см. фиг. 1). При этом турбулентные пульсации давления и скорости вблизи поверхности приводят к перетеканию некоторой массы воздушного потока в проницаемую полость 4 (фиг. 2). В результате часть потока перемещается в выходной канал отсоса 5 (фиг. 3) и отбирается 11 во внутренний каркас 22 через систему проницаемых выходных каналов 21 (см. фиг. 5) для отбора в воздухозаборник 16, работа которого регулируется с помощью системы устройств, представленных позициями 12-15 и 17. При этом другая часть потока возвращается обратно на обтекаемую внешнюю поверхность, через вторую группу перфорационных отверстий, впоследствии разрушая развившиеся вихри, с целью стабилизации текучей среды и устойчивого поддержания пограничного слоя в ламинарном режиме. Скорость истечения текучей среды обратно на поверхность при перемещении уменьшается благодаря частичному отбору воздуха 11 через выходной канал отсоса 5 (см. фиг. 3). Таким образом, канал отсоса позволяет автоматически регулировать истечение части потока, сконцентрированного в полости, на поверхность внешнего перфорированного слоя с целью устойчивого поддержания возможности гашения турбулентных пульсационных вихреобразований и дальнейшего перехода в ламинарный режим течения текучей среды.FIG. 4 also demonstrates the measuring apparatus necessary to determine the aerodynamic characteristics of the boundary layer flow near the outer surface of the body of revolution of the
Основная идея изобретения заключается в использовании состояний потока и соответствующих давлений, возникающих на поверхности тела вращения в связи с применением каналов в виде двух групп отверстий разной геометрической формы, а именно в использовании того обстоятельства, что наименьшие силы всасывания потока текучей среды или давления в полость и далее в канал отсоса всегда действуют в тех зонах поверхности тела аэродинамической формы, в которых скорости потока максимальны. Когда на выходе через отверстие создается определенное давление в зоне высоких скоростей потока, на обтекаемой поверхности формируется ламинарный поток текучей среды.The main idea of the invention is to use the flow states and the corresponding pressures arising on the surface of the body of revolution in connection with the use of channels in the form of two groups of holes of different geometric shapes, namely, using the fact that the smallest suction forces of the fluid flow or pressure into the cavity and further into the suction channel they always act in those zones of the aerodynamic body surface in which the flow velocities are maximum. When a certain pressure is created at the outlet through the hole in the zone of high flow rates, a laminar fluid flow is formed on the streamlined surface.
В качестве базы для дальнейшего рассмотрения представлены фиг. 5 и фиг. 6.As a basis for further consideration, FIGS. 5 and FIG. 6.
Фиг. 5 показывает укрупненный вид I внешней поверхности тела вращения с указанием направления перемещения потока в его внутренней части. Расположение участка на теле вращения, представленного видом I указано на фиг. 4. Комбинированные отверстия на перфорированной поверхности 18 пространственно распределены таким образом, что учитывается влияние степени заполнения воздушным потоком слоя, включающего проницаемые полости 20, а также возможность последующего возвращения его части на поверхность с меньшей скоростью истечения и перемещение в выходной канал отсоса 21. При этом шаг выходных каналов отсоса согласуется с расположением проницаемых перфорационных комбинированных отверстий на внешней поверхности тела вращения. Каждый выходной канал отсоса 21 расположен между двумя перфорационными отверстиями разной геометрической формы 18, которые чередуются последовательно в каждой полости 20.FIG. 5 shows an enlarged view I of the outer surface of the body of revolution showing the direction of movement of the flow in its inner part. The location of the section on the body of revolution represented by view I is shown in FIG. 4. The combined holes on the
Конструкция тела вращения 8 (см. фиг. 4) предусматривает наличие дренажного отверстия 19 на внешней перфорированной поверхности 18, необходимого для снятия показаний с помощью измерительного аппарата посредством импульсных трубок 23 (фиг. 5). Кроме того на фиг. 5 показано расположение поперечного сечения А-А на участке тела вращения.The design of the body of revolution 8 (see Fig. 4) provides for the presence of a
Фиг. 6 демонстрирует поперечное сечение А-А укрупненного вида I перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения 8 (см. фиг. 4) с комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5 (фиг. 3), а также расположение составляющих элементов в поперечной плоскости, включающий внутренний каркас 22 и дренажное отверстие 19, которое соединяется с системой импульсных трубок с целью выполнения измерительных процессов давления и скорости потока пограничного слоя.FIG. 6 shows a cross-section A-A of an enlarged view I of the perforated structure of the outer surface of the body of revolution 8 (see Fig. 4) with combined
Фиг. 7 иллюстрирует укрупненный фрагмент участка перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями 3 и каналом отсоса 5, в продольном направлении, представленного видом I.FIG. 7 illustrates an enlarged fragment of a section of the perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined
Благодаря возможности использования процесса регулирующего проникновения текучей среды на внешнюю поверхность конструкции тела вращения, поток, проходящий вдоль перфорированной поверхности первого слоя 3 со скоростью υ1, поступает через первую группу перфорационных отверстий заданной геометрической формы во второй слой полостей 4. Во втором слое происходит перераспределение потока: 1-я часть возвращается обратно на поверхность через вторую группу перфорационных отверстий геометрической формы, отличительной от формы перфорационных отверстий первой группы, со скоростями υ2 в несколько раз меньшими чем υ1; 2-я часть потока через канал отсоса 5, расположенного в третьем слое, проникает и отбирается во внутренний каркас 22 (фиг. 7), а далее с помощью трубопровода отбора потока воздуха 11 в воздухозаборник 16, работа которого регулируется с помощью системы устройств, представленных позициями 12-15 и 17 (см. фиг. 4).Due to the possibility of using the process of regulating the penetration of the fluid on the outer surface of the structure of the body of revolution, the flow passing along the perforated surface of the
В результате предлагаемый в изобретении регулирующий канал отсоса позволяет обеспечивать удаление большого объемного потока текучей среды в зонах высоких скоростей потока, через первый и второй слои внешней поверхности тела вращения, в которых возникают турбулентные пограничные слои, приводящие к большим потерям на трение. Интенсивность преобразования режима течения пограничного слоя с помощью перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса может регулироваться в зависимости от рабочих условий в различных зонах аэродинамической поверхности и от их изменений во времени.As a result, the inventive control suction channel makes it possible to remove a large volumetric fluid flow in zones of high flow rates, through the first and second layers of the outer surface of the body of revolution, in which turbulent boundary layers arise, leading to high friction losses. The intensity of transformation of the boundary layer flow regime with the help of a perforated structure of the outer surface of the body of revolution with combined holes and a suction channel can be adjusted depending on the operating conditions in different zones of the aerodynamic surface and on their changes over time.
В результате предлагаемый в изобретении регулирующий канал отсоса позволяет добиться того, что через каждую группу отверстий на перфорированной поверхности и расположенной ниже секцией полостей возможно осуществить удаление оптимального объемного потока текучей среды с целью изменения режима течения текучей среды, и как следствие снижения сопротивления трения на обтекаемой аэродинамической поверхности и массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа, а также повышения эффективности воздействия на пристенную турбулентность потока пограничного слоя.As a result, the inventive control suction channel makes it possible to achieve that through each group of holes on the perforated surface and the section of cavities located below it is possible to remove the optimal volumetric flow of the fluid in order to change the flow regime of the fluid, and as a result, reduce the frictional resistance on the streamlined aerodynamic surface and mass transfer of turbulent flows of liquid and gas, as well as increasing the efficiency of impact on the near-wall turbulence of the flow of the boundary layer.
Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением возможно обеспечение автоматического регулирования потока текучей среды на перфорированной конструкции внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями с помощью канала отсоса, расположенного в полости ниже.Thus, in accordance with the present invention, it is possible to provide automatic control of the fluid flow on the perforated structure of the outer surface of the rotating body with combined holes by means of a suction channel located in the cavity below.
Для того, чтобы в большинстве случаев обеспечить оптимальную эффективность перемещения потока из пограничного слоя, толщина первого слоя поверхности должна приблизительно соответствовать размерам отверстий и диаметру проходов через полость во втором слое, а также выходному каналу отсоса. В альтернативном варианте организации второго слоя поверхности можно предусмотреть специальные вспомогательные элементы противообледенительной системы. Естественно, данные указания являются лишь примерными рекомендациями, которые должны адаптироваться специалистами в данной области техники в каждом случае конкретного применения. При этом возможно изготовление каждого слоя поверхности из разнородных материалов, которые могут представлять единую композицию.In order to ensure optimal efficiency of flow movement from the boundary layer in most cases, the thickness of the first surface layer should approximately correspond to the size of the holes and the diameter of the passages through the cavity in the second layer, as well as to the suction outlet channel. Alternatively, the organization of the second layer of the surface can provide special auxiliary elements of the anti-icing system. Naturally, these instructions are only approximate recommendations, which should be adapted by specialists in this field of technology in each case of a specific application. In this case, it is possible to manufacture each surface layer from dissimilar materials that can represent a single composition.
В результате технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что на теле вращения, в частности, по всему контуру корпуса внешней обшивки располагается перфорированный участок с наличием комбинированных отверстий разной геометрии, расположенных в определенном пространственном порядке, а также проницаемых полостей с каналом отсоса под отверстиями. При этом следует отметить, что система управления пограничным слоем вблизи пристенной поверхности тела вращения с применением устройства воздействия на несущую поверхность направлена на снижение сопротивления трения и как следствие на снижение лобового сопротивления и увеличение продолжительности, а также дальности движения тела вращения или летательного аппарата.As a result, the technical result of solving the problem is achieved by the fact that on the body of revolution, in particular, along the entire contour of the outer skin body, there is a perforated section with the presence of combined holes of different geometry located in a certain spatial order, as well as permeable cavities with a suction channel under the holes. It should be noted that the control system of the boundary layer near the wall surface of the body of revolution with the use of a device for influencing the bearing surface is aimed at reducing the frictional resistance and, as a consequence, at reducing the drag and increasing the duration, as well as the range of motion of the rotating body or aircraft.
В итоге, применение предлагаемого изобретения, включающего в себя тело вращения аэродинамической формы для регулирования потока текучей среды путем естественного распределения воздушных масс вблизи поверхности с помощью участка комбинированной перфорации с отверстиями разной геометрии и расположенной полостью с каналом отсоса в ее нижней части, направлено на уменьшение турбулентных пульсаций и уменьшение вязкостного сопротивления трения в пограничном слое. Кроме того, изобретение применимо с целью снижения массоотдачи турбулентных потоков жидкости и газа на обтекаемой аэродинамической несущей поверхности летательных аппаратов.As a result, the use of the proposed invention, which includes an aerodynamically shaped body of rotation for regulating the fluid flow by natural distribution of air masses near the surface using a combined perforation section with holes of different geometry and a cavity with a suction channel in its lower part, is aimed at reducing turbulent pulsations and a decrease in the viscous resistance of friction in the boundary layer. In addition, the invention is applicable to reduce the mass transfer of turbulent flows of liquid and gas on a streamlined aerodynamic bearing surface of aircraft.
Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса применима для любой другой ситуации, предусматривающей наличие относительно высокой скорости потока текучей среды вдоль поверхности. Например, схемы участка перфорированной поверхности с комбинированными геометрическими формами отверстий и полостью с выходным каналом отсоса могут использоваться в качестве специальных вкладышей в трубопроводе с целью уменьшения возмущений потока при прохождении вязких потоков.The perforated design of the outer surface of the body of revolution with combined openings and a suction channel is applicable for any other situation involving the presence of a relatively high velocity of fluid flow along the surface. For example, diagrams of a section of a perforated surface with combined geometric shapes of holes and a cavity with an outlet suction channel can be used as special liners in a pipeline in order to reduce flow disturbances during the passage of viscous flows.
Применение конструкции перфорированной внешней поверхности с комбинированными отверстиями и каналом отсоса целесообразно также на горизонтальном оперении обшивки летательного аппарата с возможностью осуществить уменьшение составляющей полной аэродинамической силы - силы лобового сопротивления. Кроме того, возможно осуществить применение данного технического результата и в процессе бурения. При этом целесообразен способ бурения с продувкой, при котором продукты разрушения горных пород удаляются потоком газообразной текучей среды. Также возможны случаи применения в гидродинамике.The use of a structure of a perforated outer surface with combined holes and a suction channel is also advisable on the horizontal tail of the aircraft skin with the ability to reduce the component of the total aerodynamic force - the drag force. In addition, it is possible to implement the application of this technical result in the process of drilling. In this case, a method of drilling with a blowdown is expedient, in which the products of destruction of rocks are removed by a stream of gaseous fluid. Cases of application in hydrodynamics are also possible.
Предлагаемое изобретение не ухудшает экологического состояния окружающей среды. Изобретение промышленно применимо к области гидрогазодинамики, в аэродинамике летательных аппаратов и авиации, так как может быть использовано для совершенствования формы несущей аэродинамической поверхности, как пилотируемых, так и беспилотных летательных аппаратов, которое позволяет осуществить управление текучей средой пограничного слоя с целью стабилизации или управления.The proposed invention does not impair the ecological state of the environment. The invention is industrially applicable to the field of fluid dynamics, in the aerodynamics of aircraft and aviation, as it can be used to improve the shape of the bearing aerodynamic surface, both manned and unmanned aerial vehicles, which allows the control of the boundary layer fluid for stabilization or control purposes.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020113831A RU2734664C1 (en) | 2020-04-03 | 2020-04-03 | Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020113831A RU2734664C1 (en) | 2020-04-03 | 2020-04-03 | Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2734664C1 true RU2734664C1 (en) | 2020-10-21 |
Family
ID=72948957
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020113831A RU2734664C1 (en) | 2020-04-03 | 2020-04-03 | Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2734664C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU218817U1 (en) * | 2023-04-10 | 2023-06-14 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | INSTALLATION FOR INVESTIGATION OF THE PRESSURE DISTRIBUTION ON THE SURFACE OF THE AIRCRAFT |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20080023590A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-01-31 | Merrill Gerald L | Boundary layer pumped propulsion system for vehicles |
| RU2399555C2 (en) * | 2005-04-11 | 2010-09-20 | Эйрбас Дойчланд Гмбх | Aerodynamic-shape body, aircraft and method to reduce friction losses |
| RU2656918C1 (en) * | 2017-05-31 | 2018-06-07 | Федеральное Государственное Казенное Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Тихоокеанское Высшее Военно-Морское Училище Имени С.О. Макарова" Министерства Обороны Российской Федерации (Г. Владивосток) | Perforated structure of aircraft skin with combined openings and damping cavity |
-
2020
- 2020-04-03 RU RU2020113831A patent/RU2734664C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2399555C2 (en) * | 2005-04-11 | 2010-09-20 | Эйрбас Дойчланд Гмбх | Aerodynamic-shape body, aircraft and method to reduce friction losses |
| US20080023590A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-01-31 | Merrill Gerald L | Boundary layer pumped propulsion system for vehicles |
| RU2656918C1 (en) * | 2017-05-31 | 2018-06-07 | Федеральное Государственное Казенное Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Тихоокеанское Высшее Военно-Морское Училище Имени С.О. Макарова" Министерства Обороны Российской Федерации (Г. Владивосток) | Perforated structure of aircraft skin with combined openings and damping cavity |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU218817U1 (en) * | 2023-04-10 | 2023-06-14 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | INSTALLATION FOR INVESTIGATION OF THE PRESSURE DISTRIBUTION ON THE SURFACE OF THE AIRCRAFT |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lin et al. | Investigation of several passive and active methods for turbulent flow separation control | |
| US4699340A (en) | Laminar vortex pump system | |
| US20110274875A1 (en) | Passive drag modification system | |
| US9771151B2 (en) | Reaction drive helicopter with circulation control | |
| JP2005529298A (en) | Boundary layer fluid flow control | |
| RU2734664C1 (en) | Perforated outer surface of rotation body with combined holes and suction channel | |
| Mitchell et al. | Oscillation of vortex breakdown location and blowing control of time-averaged location | |
| Kiefer et al. | Dynamic stall at high Reynolds numbers induced by ramp-type pitching motions | |
| Tebbiche et al. | Active flow control by micro-blowing and effects on aerodynamic performances. Ahmed body and NACA 0015 airfoil | |
| RU2656918C1 (en) | Perforated structure of aircraft skin with combined openings and damping cavity | |
| Maltsev et al. | Jet control of flow separation on hydrofoils: Performance evaluation based on force and torque measurements | |
| Lanser et al. | Forebody flow control on a full-scale F/A-18 aircraft | |
| Soltani et al. | Effect of an end plate on surface pressure distributions of two swept wings | |
| Scholz et al. | Active control of leading edge separation within the german flow control network | |
| Golubev et al. | Control of separated and vortex flow using perforated aircraft surface | |
| RU2491206C2 (en) | Method and device for lift generation for vtol aircraft | |
| RU2789419C1 (en) | Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds | |
| Zverkov et al. | Formation of local separation zones on the wings with a rigid and varioform wavy surface | |
| Pfenninger | FLOW PROBLEMS OF SWEPT LOW‐DRAG SUCTION WINGS OF PRACTICAL CONSTRUCTION AT HIGH REYNOLDS NUMBERS | |
| Frith | Flapless control for low aspect ratio wings | |
| Ahmed | Flow over thick airfoils in ground effect-an investigation on the influence of camber | |
| Gurbacki et al. | Sensing aircraft icing effects by unsteady flap hinge-moment measurement | |
| Manor et al. | Static and dynamic water tunnel tests of slender wings and wing-bodyconfigurations at extreme angles of attack | |
| Pomeroy et al. | Pressure measurements of burst wakes over a three-element airfoil | |
| LEE et al. | Buffet load measurements on an F/A-18 vertical fin at high-angle-of-attack |