RU2748709C1 - Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления - Google Patents

Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2748709C1
RU2748709C1 RU2020125122A RU2020125122A RU2748709C1 RU 2748709 C1 RU2748709 C1 RU 2748709C1 RU 2020125122 A RU2020125122 A RU 2020125122A RU 2020125122 A RU2020125122 A RU 2020125122A RU 2748709 C1 RU2748709 C1 RU 2748709C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
slots
movement
aerodynamic
inlet
Prior art date
Application number
RU2020125122A
Other languages
English (en)
Inventor
Екатерина Дмитриевна Мухина
Никита Львович Калмыков
Аркадий Александрович Дидковский
Original Assignee
Аркадий Александрович Дидковский
Екатерина Дмитриевна Мухина
Никита Львович Калмыков
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Аркадий Александрович Дидковский, Екатерина Дмитриевна Мухина, Никита Львович Калмыков filed Critical Аркадий Александрович Дидковский
Priority to RU2020125122A priority Critical patent/RU2748709C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2748709C1 publication Critical patent/RU2748709C1/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

Изобретение относится к воздухоплаванию и может быть применено к летательным аппаратам с развитым корпусным элементом, таким как дирижабль, грузовой самолет и др. Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата характеризуется тем, что вокруг функциональной оболочки располагают аэродинамическую оболочку, в передней по направлению движения области которой выполняют одно или несколько входных отверстий. На большей части поверхности аэродинамической оболочки выполняют протяженные щели, направленные в противоположную сторону от направления движения летательного аппарата или под некоторым углом к поверхности аэродинамической оболочки, которые опоясывают летательный аппарат в поперечном направлении. Причем щели имеют один общий канал, располагающийся между функциональной оболочкой и аэродинамической оболочкой. Группа изобретений также относится к устройству для осуществления указанного способа. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к воздухоплаванию, в частности к способам управления пограничным слоем (ПС) на поверхностях летательных аппаратов (ЛА).
Изобретение служит для улучшения аэродинамических характеристик ЛА с развитым корпусным элементом, таких как дирижабль, грузовой самолет и подобное, реализуя безотрывное обтекание поверхности ЛА и снижение лобового сопротивления ЛА, с пренебрежимо малыми энергозатратами за счет системы тангенциальных щелей, расположенных на большей части площади корпуса ЛА и отбрасывающих воздух в направлении противоположном направлению движения ЛА.
Основными факторами, отвечающими за увеличение лобового сопротивления ЛА, являются турбулизация ПС и отрыв потока. Структура ПС при взаимодействии в полете ЛА и окружающего воздуха представляет собой последовательность ламинарного, переходного и турбулентного ПС. Переход к турбулентному ПС осуществляется на некотором расстоянии от передней кромки рассматриваемой поверхности, соответствующем критическому числу Рейнольдса. Отрыв потока происходит в случае торможения ПС, при этом отрыв потока может иметь как локальный характер, так и образовывать область вихрей за всем ЛА. Оба фактора приводят к энергетическим потерям, восполняемым за счет кинетической энергии ЛА.
Из уровня техники известно решение по патенту RU 2015941 опубл. 15.07.1994. Описанный в патенте способ основан на локальном отсосе пограничного слоя с помощью тягового или вспомогательного двигателя на всех режимах полета.
Также из существующего уровня техники известен способ управления ПС, который использует отобранный от набегающего потока воздух для локального ускорения ПС. В качестве примера можно привести RU 2508228, опубл. 27.02.2014, бюл. №6.
В указанных решениях манипуляции с ПС производятся в локализованных областях аэродинамической поверхности при помощи системы каналов, что приводит к уменьшению эффективности работы на переходных режимах полета. В предлагаемом решении управление ПС предлагается производить на большей части поверхности корпуса ЛА посредством системы последовательно расположенных протяженных щелей, питаемых из одного канала, что обеспечивает не только предотвращение срыва потока, но и уменьшение турбулентности в ПС. Также предлагаемое решение, в отличие от указанных выше, позволяет создавать управляющий момент аэродинамических сил за счет разности расходов через щели, расположенные на соответствующих сторонах ЛА.
В решении US 1726882, опубл. 03.09.1929, предлагается способ, использующий систему каналов с распределенными соплообразными отверстиями на поверхности ЛА. Отличие предлагаемого решения от указанного заключается в форме отверстий, предлагается использовать протяженные щели вместо соплообразных одиночных отверстий, а также в способе доставки воздуха, предлагается использовать единый канал между внутренней функциональной (ФО) и наружной аэродинамической оболочками (АО) ЛА вместо системы отдельных каналов, что позволяет существенно уменьшить потери на трение в каналах и повысить эффективность способа за счет предотвращения аэродинамических эффектов взаимодействия струй воздуха из отдельных соплообразных отверстий.
Устройство, описанное в патенте RU 2032595, опубл. 10.04.1995, использует локальный отсос пограничного слоя на аэродинамической поверхности ЛА с помощью тягового или вспомогательного двигателя на всех режимах полета, в предлагаемом решении для предотвращения отрыва потока на поверхности ЛА используется выдув струи воздуха на большей части площади, что повышает эффективность работы устройства на переходных режимах полета.
Из уровня техники известно устройство, описанное в решении RU 2666939, опубл. 13.09.2018, бюл. №26, в котором предлагается использовать выходящие по нормали к аэродинамической поверхности корпуса потоки воздуха для улучшения аэродинамических характеристик ЛА, также в решении RU 2656918, опубл. 07.06.2018, бюл. №16, предложено использовать перфорированную конструкцию обшивки с комбинированными отверстиями, расположенными на аэродинамической поверхности ЛА для снижения трения. В предлагаемом решении потоки воздуха выходят по касательной к поверхности корпуса ЛА в направлении противоположном направлению движения, в указанных выше - по нормали, в предлагаемом решении щели могут использоваться как движитель ЛА, особенно перспективно данное решение для аппаратов легче воздуха.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является снижение аэродинамического лобового сопротивления на ЛА с развитым корпусным элементом.
Данная задача решается за счет реализации заявленного способа тангенциального обдува поверхности ЛА, характеризующийся тем, что вокруг ФО, располагают АО, в передней по направлению движения области которой выполняют одно или несколько входных отверстий, на большей части поверхности АО выполняют протяженные щели, направленные в противоположную сторону от направления движения ЛА или под некоторым углом к поверхности АО, которые опоясывают ЛА в поперечном направлении, причем щели имеют один общий канал, располагающийся между ФО и АО в качестве источника воздуха.
Устройство для реализации заявленного способа содержит наружную АО, расположенную вокруг ФО, в передней по направлению движения части АО расположено одно или несколько входных отверстий, а направленные в противоположную направлению движения ЛА сторону протяженные щели выдува расположены на большей части АО и опоясывают ЛА в поперечном направлении, причем расстояние между щелями в продольном направлении не превышает расстояние, соответствующее началу турбулентного течения, ширина щелей не меньше удвоенной максимальной толщины ПС, развиваемой в области щели, а суммарная площадь щелей не меньше площади входного отверстия.
Входные отверстия могут быть снабжены двигательной установкой, включающей одну или несколько винтомоторных групп. Канал между ФО и АО может содержать продольные перегородки, причем входы в области, разграниченные перегородками, снабжены устройствами регулировки расхода.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является ламинаризация ПС на поверхности ЛА, а также предотвращение образования отрывов потока.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:
На фиг. 1 - схема ЛА, оснащенного системой тангенциального обдува.
На фиг. 2 - элемент АО.
АО 1, размещенная вокруг ФО 2, имеет на своей поверхности систему тангенциальных щелей 3. При необходимости использования щелей в качестве движителя винтомоторная группа 4 размещается после входного отверстия 5, Фиг. 1.
Щель 1 образуется между двумя элементами АО, скрепленными между собой вертикальной перегородкой 2. Для предотвращения турбулизации потока на выходе из щели на кромке каждого элемента АО располагается скругление 3, Фиг. 2.
Воздух из области перед ЛА через входное отверстие попадает в канал между ФО и АО (подразумевается, что ЛА снабжен собственной двигательной установкой). Площадь канала больше площади входного отверстия, что приводит к замедлению потока и повышению давления в канале. Замедление потока уменьшает потери на трение. Избыточное давление в канале позволяет изготавливать АО из гибких материалов. При выходе из щели воздух приобретает скорость практически равную скорости набегающего потока в месте расположения щели, что обусловлено законом Бернулли, и направленную по касательной к поверхности АО. Расстояние между щелями не превышает расстояния, соответствующего началу турбулентного режима течения, что позволяет сохранять режим течения в ПС ламинарным или переходным и уменьшать трение. При этом торможение обтекающего АО потока компенсируется потоками воздуха, выходящими из тангенциальных щелей, что предотвращает отрыв потока. Таким образом, уменьшается лобовое сопротивление ЛА.
В случае размещения за выходным отверстием двигательной установки, состоящей из одной или нескольких винтомоторных групп, поток воздуха, выходящий из протяженных тангенциальных щелей на поверхности АО, имеет скорость несколько большую, чем скорость набегающего потока в месте расположения щели, за счет чего появляется реактивная сила тяги. В этом случае система щелей выступает в роли движителя.
В случае размещения между ФО и АО продольных перегородок, причем перегородки не создают отдельные герметичные области в пространстве между ФО и АО, а лишь разграничивают потоки, идущие к разным секторам АО, путем изменения расхода в областях между перегородками при помощи регулирующих устройств, в роли которых может выступать винтомоторная группа, заслонка и подобное, можно контролировать степень ламинаризации набегающего потока на поверхности ЛА, а следовательно, момент трения. Таким образом, устройство может предоставить новый элемент системы управления по тангажу и рысканью для ЛА.

Claims (4)

1. Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата (ЛА), характеризующийся тем, что вокруг функциональной оболочки (ФО) располагают аэродинамическую оболочку (АО), в передней по направлению движения области которой выполняют одно или несколько входных отверстий, на большей части поверхности АО выполняют протяженные щели, направленные в противоположную сторону от направления движения ЛА или под некоторым углом к поверхности АО, которые опоясывают ЛА в поперечном направлении, причем щели имеют один общий канал, располагающийся между ФО и АО.
2. Устройство для осуществления способа по п. 1, содержащее наружную АО, расположенную вокруг ФО, в передней по направлению движения части АО расположено одно или несколько входных отверстий, а направленные в противоположную направлению движения ЛА сторону протяженные щели выдува расположены на большей части АО и опоясывают ЛА в поперечном направлении, причем расстояние между щелями в продольном направлении не превышает расстояние, соответствующее началу турбулентного течения, ширина щелей не меньше удвоенной максимальной толщины пограничного слоя, развиваемой в области щели, а суммарная площадь щелей не меньше площади входного отверстия.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что за входным отверстием расположена двигательная установка, состоящая из одного или нескольких винтомоторных групп.
4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что канал между ФО и АО имеет продольные перегородки, причем входы в области, разграниченные перегородками, снабжены устройствами регулировки расхода.
RU2020125122A 2020-07-27 2020-07-27 Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления RU2748709C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020125122A RU2748709C1 (ru) 2020-07-27 2020-07-27 Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020125122A RU2748709C1 (ru) 2020-07-27 2020-07-27 Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2748709C1 true RU2748709C1 (ru) 2021-05-31

Family

ID=76301452

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020125122A RU2748709C1 (ru) 2020-07-27 2020-07-27 Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2748709C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1983000129A1 (en) * 1981-06-30 1983-01-20 Akerblom, Bengt Flow-modifying element, especially a rudder
US20140283921A1 (en) * 2011-11-18 2014-09-25 Snecma Airplane
RU2656918C1 (ru) * 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) Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью
RU2666939C1 (ru) * 2017-06-19 2018-09-13 Григорий Михайлович Лускин Аэродинамический фюзеляж самолёта
US20190337609A1 (en) * 2016-06-10 2019-11-07 Coflow Jet, LLC Fluid Systems That Include a Co-Flow Jet

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1983000129A1 (en) * 1981-06-30 1983-01-20 Akerblom, Bengt Flow-modifying element, especially a rudder
US20140283921A1 (en) * 2011-11-18 2014-09-25 Snecma Airplane
US20190337609A1 (en) * 2016-06-10 2019-11-07 Coflow Jet, LLC Fluid Systems That Include a Co-Flow Jet
RU2656918C1 (ru) * 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) Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью
RU2666939C1 (ru) * 2017-06-19 2018-09-13 Григорий Михайлович Лускин Аэродинамический фюзеляж самолёта

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6930743B2 (ja) エジェクタ及びエアフォイル形状
US6622973B2 (en) Movable surface plane
US11485472B2 (en) Fluid systems that include a co-flow jet
US10246197B2 (en) Aircraft
JP5265519B2 (ja) インレットディストーションおよび回復制御システム
JP4694696B2 (ja) 遠心型空気流制御装置
US6082670A (en) Method and arrangement for fluidborne vehicle propulsion and drag reduction
US7104498B2 (en) Channel-wing system for thrust deflection and force/moment generation
US5417391A (en) Method for control of the boundary layer on the aerodynamic surface of an aircraft, and the aircraft provided with the boundary layer control system
US20060006290A1 (en) Vorticity cancellation at trailing edge for induced drag elimination
US5490644A (en) Ducted boundary layer diverter
US4699340A (en) Laminar vortex pump system
CN110831848B (zh) 推进设备
US3077321A (en) Aerodynamically designed amphibious vehicle
US9701399B1 (en) Parasitic drag induced boundary layer reduction system and method
RU2748709C1 (ru) Способ тангенциального обдува поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления
CA2890775C (en) Submerged vortex generator
EP2597038A2 (en) An Aircraft
US4463920A (en) Thrust deflector and force augmentor
RU2033945C1 (ru) Летательный аппарат, система управления отсосом пограничного слоя, система управления вдувом в пограничный слой, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа и его взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке
US8746624B2 (en) Boundary layer control system and methods thereof
US20170313412A1 (en) Device for reducing aerodynamic disturbances in the wake of an aerodynamic profile by variable-distribution blowing on the top side and the underside
US3102704A (en) Airfoil jet reaction control means
US20210061248A1 (en) Enhanced-Thrust Lift and Propulsion Systems
GB2397809A (en) V/STOL aircraft with an ejector for providing vertical lift

Legal Events

Date Code Title Description
TC4A Change in inventorship

Effective date: 20210826