WO2012161608A1 - Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления - Google Patents
Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- WO2012161608A1 WO2012161608A1 PCT/RU2011/000351 RU2011000351W WO2012161608A1 WO 2012161608 A1 WO2012161608 A1 WO 2012161608A1 RU 2011000351 W RU2011000351 W RU 2011000351W WO 2012161608 A1 WO2012161608 A1 WO 2012161608A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- sensor element
- wing
- attack
- angle
- flow
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title abstract description 16
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title abstract description 7
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 14
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 5
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 2
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract description 13
- 230000011664 signaling Effects 0.000 abstract 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 5
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N iron(III) oxide Inorganic materials O=[Fe]O[Fe]=O JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
- B63H1/00—Propulsive elements directly acting on water
- B63H1/02—Propulsive elements directly acting on water of rotary type
- B63H1/12—Propulsive elements directly acting on water of rotary type with rotation axis substantially in propulsive direction
- B63H1/14—Propellers
- B63H1/28—Other means for improving propeller efficiency
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/385—Variable incidence wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
- B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
Definitions
- the invention relates to the fields of aircraft engineering, rocket engineering, shipbuilding, power engineering, in particular to methods and devices that use a wing placed in a stream and moving in this stream (propeller blade, propeller blade, rudder, stabilizer, blade, etc. ) under the conditions of aero- or hydrodynamic interaction of this wing with the flow.
- the invention can be widely used in aviation - propulsion, wings or flight control elements of all types of aircraft, including ekranoplanes, in rocket science - stabilizers, rudders or flight control elements of rockets, in the energy sector - wind turbines and hydraulic motors, including linear drives of wind farms or hydroelectric power plants, in shipbuilding - propulsors or control elements for the movement of surface and submarine vessels and vehicles of all types, as well as air-cushion vessels, as a “hard” sail and for yachts, in power engineering - fans, superchargers, compressors, pumps, it can be used as an anti-scratch where it is needed, for example, an anti-rust for sports cars and cars -F1, or an anti-rust for high-speed boats (underwater and / or surface), in industry goods for leisure, entertainment or sports.
- the wing is the main structural element of aero-hydrodynamic devices; on the wing in the process of interaction with the flow, a useful force, called lift, primarily arises, consists of various parts on which various flow regimes are independently implemented.
- Sensor element active-passive element - its part, identical or similar, separated from the wing, on which, regardless of the wing, any angle of attack is realized, from zero, when the sensor element is passive, to the maximum value of any sign, designed to preempt the stall of the fluid flow on the wing, and to control various flow patterns.
- a part of a sensor element is a part separated from the sensor element, identical or similar, on which, regardless of the sensor element, various flow regimes are implemented, including flow with flow stream, is designed to prevent stalling of the fluid flow on the sensor element and on the wing.
- this method does not allow to stall the flow stall actually on the part of the roof and on the sensor element and thereby obtain the maximum angle of attack on it, since the stall flow sensors record the stall that has already taken place, and thereby the guaranteed stall flow pre-flow on the wing depends on the amount of advance according to the angle of attack of the sensor element and part of the crash, that is, the angle of attack of the wing is not the maximum possible.
- the aim of this invention is to develop a method that allows you to create various aerohydrodynamic devices in the construction of which uses a wing interacting with a fluid in a pre-disruptive flow regime with guaranteed pre-emptive stall flow with the ability to automate the process of controlling the wing with improved characteristics, in particular with such modes flow around which the maximum angle of attack of the wing is realized, when the stall of the fluid flow is prevented.
- the indicated result is achieved in that a sensor element is separated from the wing by a stabilizer, a beam is installed on the aero-hydrodynamic device, a sensor element is installed along the longitudinal axis of the beam, a part of the sensor element is separated by a stabilizer from the sensor element, and it is also installed along the longitudinal axis of the beam with an angle of attack ahead of the angle of attack of the sensor element, then rotate the sensor element together with part of the sensor element and measure the magnitude of the lifting force on the sensor element and on the part of the sensor element relative to the traverse, the rotation of the sensor element and part of the sensor element in the direction of increasing the angle of attack continues until their total lifting force decreases relative to the traverse, then the wing is turned by an angle of attack equal to the angle of attack of the sensor element or a smaller angle.
- FIG. 1 shows a wing, a sensor element, part of a sensor element and a crosshead.
- FIG. 2 3, 4, and 5 are drawings of the device of the patented invention.
- FIG. 6 and 7 provide graphs of the position of the zone of total lifting force.
- the way to prevent stalling the flow from the wing of an aerodynamic device is as follows. They are separated from the wing by a stabilizer, the sensor element, also made as part of the wing, is mounted on the aero-hydrodynamic device rigidly or movably, the sensor element is installed along the longitudinal axis of the beam, the part of the sensor element is separated by the stabilizer and it is also installed along the longitudinal axis of the beam with an angle of attack greater than the angle attacks of the sensor element, and rotate the sensor element and part of the sensor element relative to the longitudinal axis of the traverse towards the angle of attack, and for any the magnitude and direction of the relative speed of the incoming flow and the position of the wing relative to the flow, measure the lifting force on the sensor element and on the part of the sensor element relative to the crosshead, the rotation of the sensor element and part of the sensor element in the direction of increasing the angle of attack continue until their total lifting force decreases relative to traverses, the reason for this is the beginning of the stall of the flow on the part of the sensor
- the sensor for stalling the flow from the wing of the aerohydrodynamic device comprises a crosshead 2 mounted on the aerohydrodynamic device 1.
- a sensor element 3 with its own drive 4 and with a dynamic force sensor 5, and a part of the sensor element 6 with its own drive are mounted with respect to the longitudinal axis of the crosshead 2 7 and with a dynamic sensor forces 8, actuators 4 and 7 are mounted on the yoke 2, and the dynamic force sensors 5 and 8 are mounted so that they show the values of aero-hydrodynamic forces relative to the yoke 2, while the sensor element 3 and part of the sensor element 6 can be made identical to the wing, it’s similar to a wing, and their areas are chosen so that a sufficient lifting force is realized on them for reliable operation of the dynamic force sensors 5 and 8.
- the sensor element 3 and part of the sensor element 6 are equipped with stabilizers - dividing washers 9.
- the interaction of the sensor stall flow from the wing of an aero-hydrodynamic device with a fluid is as follows.
- the wing is placed in a fluid with an angle of attack less than the maximum angle of attack.
- the stall flow sensor is installed directly next to the wing under the same fluid flow conditions, fixing rigidly or pivotally to the yoke 2 on the aerohydrodynamic device 1.
- the angle of attack of the sensor element 3 is set greater than the angle of attack of the wing, and the angle of attack of part of the sensor element 6 is greater than the angle of attack of the sensor element 3.
- the dynamic force sensors 5 and 8 show the value of aero-hydrodynamic force relative to the crosshead 2, that is, the magnitude of the lifting force on the sensor element HTE portion 3 and the sensor element 6 provided unseparated fluid flow when the angles of attack of the sensor element 3 and the portion of the sensor element 6 is certainly less than the maximum (see. graph of position zone of increasing the total lifting force by increasing the angle of attack, FIG. 6).
- the actuators 4 and 7 are turned on, and by turning increase the angle of attack of a part of the sensor element 6 and the sensor element 3 until their total lift is reduced, and turn the wing by an angle of attack equal to the angle of attack of the sensor element 3, or a smaller angle.
- the value of the lifting force on the sensor element 3 is currently the maximum, due to the achievement, with continuous flow, of such an angle of attack, which increase will cause an accelerated decrease in the total lifting force when the angle of attack of the sensor element passes the flow stall point (see the graph of the position of the reduction zone of the total lifting force with increasing angle of attack, Fig. 7).
- On the wing a continuous flow of fluid is established when the angle of attack is close to the maximum angle of attack. With a further decrease in the total lifting force, the wing rotates the sensor element 3 and part of the sensor element 6 in the direction of decreasing the angle of attack until the recovery of the lifting force on the sensor element 3, and thereby prevent stall fluid flow from the wing.
- the mode of delaying the stall of the flow on the wing is used, while the wing is rotated by the angle of attack of part of the sensor element 6 and before the flow stalls, the wing is returned to its original position, then the wing is again rotated by the angle of attack of part of the sensor element 6 until stall flow again return the wing to its original position and thereby, using a similar oscillatory mode, get the maximum possible lifting force with pre-empt stall flow on the wing.
- the magnitude of the advance in the angle of attack of part of the sensor element 6 to the sensor element 3 depends on the sensitivity of the sensors of dynamic force 5 and 8, the speed of the drive control system 4 and 7, and the value of the wing position guaranteed by stalling the angle of attack in the stall delay mode.
- the ability to prevent flow stall on the wing of the aerohydrodynamic device by measuring dynamic forces with respect to the crosshead mounted on the aerohydrodynamic device, the dynamics of the lifting force on the sensor element and on the part of the sensor element, allows to simplify the design of the wing itself without compromising aerohydrodynamic qualities. Allows you to get new qualities of the wing under various conditions of interaction of the wing with the fluid when reaching the maximum angle of attack.
- Aerohydrodynamic device one . Aerohydrodynamic device.
- the stabilizer is a separation washer.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Ocean & Marine Engineering (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к воздушным и водным судам, а также к сигнальным устройствам. Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства заключается в том, что при движении крыла поворачивают как часть крыла, отделенную разделительной шайбой и выполненную в виде сенсорного элемента, в сторону увеличения угла атаки. На аэрогидродинамическом устройстве жестко или шарнирно устанавливают траверсу, на которой устанавливают сенсорный элемент, часть которого отделяют стабилизатором и устанавливают с углом атаки больше угла атаки сенсорного элемента. Измеряют величину подъемной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента относительно траверсы. Осуществляют поворот сенсорного элемента и части сенсорного элемента в сторону увеличения угла атаки до момента уменьшения их суммарной подъемной силы относительно траверсы. Датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства содержит сенсорный элемент, выполненный как часть крыла и отделенный стабилизатором, и привод поворота. Сенсорный элемент и часть сенсорного элемента снабжены датчиками аэрогидродинамической силы и установлены на траверсе, смонтированной на аэрогидродинамическом устройстве, с возможностью поворота от привода. Группа изобретений направлена на реализацию максимального угла атаки крыла при упреждении срыва потока текучей среды.
Description
Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его
осуществления
Изобретение относится к областям авиастроения, ракетостроения, судостроения, энергетического машиностроения, в частности к способам и устройствам, в которых используется помещенное в поток и перемещающееся в этом потоке крыло (лопасть пропеллера, лопасть гребного винта, руль, стабилизатор, лопатка и т. п.) в условиях аэро- или гидродинамического взаимодействия этого крыла с потоком.
Изобретение может найти широкое применение в авиации - движители, крылья или элементы управления полетом летательных аппаратов всех типов, в том числе экранопланов, в ракетостроении - стабилизаторы, рули или элементы управления полетом ракет, в энергетике - ветродвигатели и гидродвигатели, в том числе линейные приводы ветроэлектростанций или гидроэлектростанций, в судостроении - движители или элементы управления движением надводных и подводных судов и аппаратов всех типов, а также судов на "воздушной подушке", в качестве «жесткого» паруса для яхт, в энергомашиностроении - вентиляторы, нагнетатели, компрессоры, насосы, может найти применение как антикрьшо там, где оно необходимо, например, антикрьшо спортивных автомобилей и болидов -F1, или антикрьшо для скоростных катеров (подводное и/или надводное), в индустрии товаров для отдыха, развлечений или спорта.
Терминология
Крыло - основной элемент конструкций аэрогидродинамических устройств, на крыле в процессе взаимодействия с потоком первично возникает полезная сила, называемая подъемной силой, состоит из различных частей, на которых независимо реализуются различные режимы обтекания.
Сенсорный элемент (активно-пассивный элемент) - отделенная от крыла его часть, идентичная или подобная, на котором независимо от крыла реализуется любой угол атаки, от нулевого, когда сенсорный элемент пассивен, до максимального значения любого знака, предназначен для упреждения срыва потока текучей среды на крыле, и для управления различными режимами обтекания.
Часть сенсорного элемента - отделенная от сенсорного элемента его часть,
идентичная или подобная, на которой независимо от сенсорного элемента реализуются различные режимы обтекания, в том числе обтекания со срьшом потока, предназначена для упреждения срыва потока текучей среды на сенсорном элементе и на крыле.
Известны различные способы и устройства взаимодействия крыла и потока, например, в конструкции самолета элементы механизации крыла, позволяющие изменять несущую способность крыла. Однако действие, вызванное отклонением механизации не позволяет упредить срыв потока с крыла, и кроме уменьшения или увеличения подъемной силы, сопровождается увеличением профильного сопротивления, изменением в распределении давления по контуру профиля (смещение фокуса давления). Механизация утяжеляет и усложняет крыло, усложняет управление при наличии множества элементов, каждый из которых требует своего специального алгоритма управления в зависимости от маневра, скорости, высоты и загрузки самолета.
Известен также "Способ регулирования распределения аэродинамических нагрузок на крыле летательного аппарата", см. патент j ° 2026240, в котором увеличивают относительную массу полезного груза за счет снижения нагрузок на крыле с помощью поворотных подвижных концевых частей крыльев, при изменении угла атаки на них. Однако данный способ не обеспечивает управление режимами обтекания крыла.
Известен также "Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства", см. патент Ν°2361776, В котором часть крыла устанавливают на сенсорном элементе, выполненном также, как часть крьша, далее переустанавливают часть крьша на различные углы атаки по отношению к сенсорному элементу и поворачивают часть крьша вместе с сенсорным элементом до срыва потока с части крьша, и реализуют требуемые режимы обтекания на сенсорном элементе, далее поворачивают крыло вокруг его продольной оси на тот же самый угол или меньший угол, и тем самым достигают на крыле различные значения углов атаки и подъемной силы для крьша любого профиля. Однако данный способ не позволяет упредить срыв потока собственно на части крьша и на сенсорном элементе и тем самым получить максимальный угол атаки на нем, так как датчики срыва потока регистрируют уже состоявшийся срыв потока, и тем самым гарантированное упреждение срыва потока на крыле зависит от величины опережения по углу атаки сенсорного элемента и части крьша, то есть угол атаки крыла не максимально возможный.
Известен также "Способ управления срывом потока", см. патент N° 2128601, в
котором предлагается осуществлять воздействие на поток посредством нескольких выдвигающихся элементов, отстоящих друг от друга и установленных внутри области отрыва потока вдоль всего размаха крыла. Однако по данному способу управление срывом потока происходит тогда, когда срыв потока уже произошел, и нет возможности предупредить срыв потока на крыле.
Целью данного изобретения является разработка способа, который позволяет создавать различные аэрогидродинамические устройства в конструкциях которых используется крыло взаимодействующее с текучей средой в условиях предсрывного режима обтекания с гарантированным упреждением срыва потока с крыла с возможностью автоматизации самого процесса управления крылом с улучшенными характеристиками, в частности с такими режимами обтекания, при которых реализуется максимальный угол атаки крыла, при упреждении срыва потока текучей среды.
В способе указанный результат достигается тем, что отделяют от крыла стабилизатором сенсорный элемент, на аэрогидродинамическом устройстве устанавливают траверсу, сенсорньш элемент устанавливают вдоль продольной оси траверсы отделяют стабилизатором от сенсорного элемента часть сенсорного элемента, и так же, устанавливают ее вдоль продольной оси траверсы с углом атаки опережающим угол атаки сенсорного элемента, далее поворачивают сенсорньш элемент вместе с частью сенсорного элемента и измеряют величину подъёмной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента относительно траверсы, поворот сенсорного элемента и части сенсорного элемента в сторону увеличения угла атаки продолжают до момента уменьшения их суммарной подъёмной силы относительно траверсы, далее поворачивают крыло на угол атаки равный углу атаки сенсорного элемента или меньший угол.
Использование этого способа позволяет получить новые возможности эксплуатации любого аэрогидродинамического устройства в конструкции которого используется крыло при взаимодействии крыла с текучей средой в условиях предсрывного режима обтекания с гарантированным упреждением срыва потока: увеличение подъемной силы без увеличения затрат энергии, повышение безопасности при использовании для крыла самолета, или антикрыла скоростного наземного или водного транспортного средства, возможность применения единого упрощенного алгоритма управления крылом для различных аэрогидродинамических устройств.
На фиг. 1 изображено крыло, сенсорный элемент, часть сенсорного элемента и траверса.
На фиг. 2, 3, 4 и 5 предоставлены чертежи устройства по патентуемому изобретению. На фиг. 6 и 7 предоставлены графики положения зоны суммарной подъемной силы.
Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства, осуществляется следующим образом. Отделяют от крыла стабилизатором, сенсорньш элемент, выполненный также, как часть крыла, на аэрогидродинамическом устройстве жестко или подвижно устанавливают траверсу, сенсорный элемент устанавливают вдоль продольной оси траверсы, отделяют стабилизатором часть сенсорного элемента и также устанавливают ее вдоль продольной оси траверсы с углом атаки больше угла атаки сенсорного элемента, и поворачивают сенсорный элемент и часть сенсорного элемента относительно продольной оси траверсы в сторону увеличения угла атаки, и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего потока и положения крыла относительно потока, измеряют величину подъёмной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента относительно траверсы, поворот сенсорного элемента и части сенсорного элемента в сторону увеличения угла атаки продолжают до момента уменьшения их суммарной подъёмной силы относительно траверсы, причиной этого является начало срыва потока на части сенсорного элемента, при этом одновременно происходит увеличении подъёмной силы на сенсорном элементе, за счет увеличения угла атаки, далее поворачивают крыло на угол атаки сенсорного элемента и тем самым достигают предсрывный режим на крыле, при этом режим уменьшения подъёмной силы на части сенсорного элемента, используют для упреждения срыва потока на сенсорном элементе и на крыле, а режим уменьшения подъёмной силы на сенсорном элементе используют для упреждения срьюа потока на крыле, для этого поворачивают крыло, сенсорный элемент и часть сенсорного элемента в сторону уменьшения угла атаки до момента восстановления подъемной силы на сенсорном элементе.
Датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства содержит установленную на аэрогидродинамическом устройстве 1 траверсу 2. На траверсе 2 установлен с возможностью поворота относительно продольной оси траверсы 2 сенсорньш элемент 3 с собственным приводом 4 и с датчиком динамической силы 5, и часть сенсорного элемента 6 с собственным приводом 7 и с датчиком динамической
силы 8, приводы 4 и 7 установлены на траверсе 2, а датчики динамической силы 5 и 8 установлены таким образом, что они показывают значения аэрогидродинамических сил относительно траверсы 2, при этом сенсорный элемент 3 и часть сенсорного элемента 6 могут быть выполнены как идентично крылу, так и подобно крылу, а их площади выбраны такими, чтобы на них реализовалась подъёмная сила достаточная для надежной работы датчиков динамической силы 5 и 8. Сенсорный элемент 3 и часть сенсорного элемента 6 снабжены стабилизаторами - разделительными шайбами 9.
Взаимодействие датчика срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства с текучей средой осуществляется следующим образом. Крыло помещают в текучую среду с углом атаки заведомо меньше максимального угла атаки. Датчик срыва потока устанавливают непосредственно рядом с крылом в одинаковых условиях обтекания текучей средой, закрепляя жестко или шарнирно траверсу 2 на аэрогидродинамическом устройстве 1. Устанавливают угол атаки сенсорного элемента 3 больше угла атаки крыла, а угол атаки части сенсорного элемента 6, больше угла атаки сенсорного элемента 3. При движении датчика срыва потока и крыла, датчики динамической силы 5 и 8 показывают значение аэрогидродинамической силы относительно траверсы 2, то есть величину подъемной силы на сенсорном элементе 3 и части сенсорного элемента 6 при условии безотрывного обтекания текучей среды, когда углы атаки сенсорного элемента 3 и части сенсорного элемента 6 заведомо меньше максимального (см. график положения зоны увеличения суммарной подъемной силы при увеличении угла атаки, фиг. 6). Далее включают приводы 4 и 7, и путем поворота увеличивают угол атаки части сенсорного элемента 6 и сенсорного элемента 3 до момента уменьшения их суммарной подъемной силы, и поворачивают крыло на угол атаки равный углу атаки сенсорного элемента 3, или меньший угол. Значение подъемной силы на сенсорном элементе 3 в данный момент максимальное, вследствие достижения, при безотрывном обтекании, такого угла атаки, при увеличении которого произойдет ускоренное уменьшение суммарной подъемной силы, когда угол атаки сенсорного элемента пройдет точку срыва потока (см. график положения зоны уменьшения суммарной подъемной силы при увеличении угла атаки, фиг. 7). На крыле устанавливается безотрывное обтекание текучей среды при достижении угла атаки близкого к максимальному углу атаки. При дальнейшем уменьшении суммарной подъемной силы, поворачивают крыло сенсорный элемент 3 и часть сенсорного элемента 6 в сторону уменьшения угла атаки до момента восстановления подъемной силы на сенсорном элементе 3, и тем самым упреждают срыв
потока текучей среды с крыла. Для реализации больших углов атаки крыла используют режим затягивания срыва потока на крыле, при этом поворачивают крыло на угол атаки части сенсорного элемента 6 и до наступления срыва потока возвращают крыло в исходное положение, далее снова поворачивают крыло на угол атаки части сенсорного элемента 6 и до наступления срыва потока снова возвращают крыло в исходное положение и тем самым, применяя подобный колебательный режим, получают максимально возможную подъёмную силу с упреждением срыва потока на крыле. Величина опережения по углу атаки части сенсорного элемента 6 к сенсорному элементу 3 зависит от чувствительности датчиков динамической силы 5 и 8, быстродействия системы управления приводами 4 и 7, и величины гарантированного от срыва потока положения крыла по углу атаки в режиме затягивания срыва потока.
Возможность упреждения срыва потока на крыле аэрогидродинамического устройства посредством измерения при помощи датчиков динамической силы относительно траверсы установленной на аэрогидродинамическом устройстве, динамики подъемной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента, позволяет упростить конструкцию самого крыла без ухудшения аэрогидродинамических качеств. Позволяет получить новые качества крыла при различных условиях взаимодействия крыла с текучей средой при достижении максимально возможного угла атаки.
Перечень позиций упомянутых в описании
1 . Аэрогидродинамическое устройство.
2. Траверса.
3. Сенсорный элемент.
4. Привод.
5. Датчик динамической силы.
6. Часть сенсорного элемента.
7. Привод.
8. Датчик динамической силы.
9. Стабилизатор - разделительная шайба.
Claims
1. Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства, заключающийся в том, что отделяют стабилизатором - разделительной шайбой сенсорный элемент, выполненный также, как часть крыла, и при движении крыла поворачивают сенсорный элемент в сторону увеличения угла атаки, отличающийся тем, что на аэрогидродинамическом устройстве жестко или шарнирно устанавливают траверсу, сенсорный элемент устанавливают на траверсе, например, вдоль ее продольной оси, отделяют стабилизатором - разделительной шайбой часть сенсорного элемента и так же устанавливают ее на траверсе с углом атаки больше угла атаки сенсорного элемента, и поворачивают их относительно продольной оси траверсы, и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока, измеряют величину подъёмной силы на сенсорном элементе и на части сенсорного элемента относительно траверсы, поворот сенсорного элемента и части сенсорного элемента в сторону увеличения угла атаки продолжают до момента уменьшения их суммарной подъёмной силы относительно траверсы, вследствие срыва потока на части сенсорного элемента, при этом значение подъемной силы на сенсорном элементе в данный момент максимальное, вследствие увеличения его угла атаки, поворачивают крыло на угол атаки сенсорного элемента, или меньший угол, и тем самым достигают приближенные к максимальным значения угла атаки и подъемной силы на крыле при безотрывном режиме обтекания, при этом режим уменьшения подъёмной силы на части сенсорного элемента, используют для упреждения срьюа потока на сенсорном элементе и на крыле, а режим уменьшения подъёмной силы на сенсорном элементе используют для упреждения срыва потока на крыле, для этого поворачивают крыло, сенсорный элемент и часть сенсорного элемента в сторону уменьшения угла атаки до момента восстановления подъемной силы на сенсорном элементе, последовательность описанных выше действий повторяют циклически, для реализации больших углов атаки крыла используют
режим затягивания срыва потока на крыле, при этом поворачивают крыло на угол атаки части сенсорного элемента и до наступления срыва потока возвращают крыло в исходное положение, далее снова поворачивают крыло на угол атаки части сенсорного элемента и до наступления срыва потока снова возвращают крыло в исходное положение и тем самым, применяя подобный колебательный режим, получают максимально возможную подъёмную силу с упреждением срыва потока на крыле.
2. Датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства содержит выполненный как часть крыла сенсорный элемент, который отделён стабилизатором, установлен шарнирно с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, отличающийся тем, что сенсорный элемент снабжен датчиком динамической силы и установлен на траверсе, смонтированной на аэрогидродинамическом устройстве, часть сенсорного элемента отделенная стабилизаторами и снабженная датчиком динамической силы также установлена на траверсе с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, приводы установлены на траверсе, а датчики динамической силы установлены таким образом, что они показывают значения аэрогидродинамических сил относительно траверсы, при этом площади сенсорного элемента и части сенсорного элемента выбраны такими, чтобы на них реализовалась подъёмная сила достаточная для надежной работы датчиков динамической силы.
3. Устройство по п. 2 отличающееся тем, что траверса может быть смонтирована на аэрогидродинамическом устройстве жестко.
4. Устройство по п. 2 отличающееся тем, что траверса может быть смонтирована на аэрогидродинамическом устройстве шарнирно.
5. Устройство по п. 2 отличающееся тем, что траверса может быть смонтирована на аэрогидродинамическом устройстве консольно.
6. Устройство по п. 2 отличающееся тем, что траверса может быть смонтирована на аэрогидродинамическом устройстве как двухопорная балка.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2011/000351 WO2012161608A1 (ru) | 2011-05-23 | 2011-05-23 | Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2011/000351 WO2012161608A1 (ru) | 2011-05-23 | 2011-05-23 | Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2012161608A1 true WO2012161608A1 (ru) | 2012-11-29 |
Family
ID=47217483
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2011/000351 WO2012161608A1 (ru) | 2011-05-23 | 2011-05-23 | Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| WO (1) | WO2012161608A1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN2035870U (zh) * | 1988-09-29 | 1989-04-12 | 航天部第三研究院第三设计部 | 飞行器活动翼面角度测量装置 |
| US5595357A (en) * | 1994-07-05 | 1997-01-21 | The B. F. Goodrich Company | Aircraft stall warning system |
| RU2159443C2 (ru) * | 1995-05-12 | 2000-11-20 | Локхид Мартин Корпорейшн | Система аэронавигационных данных |
| RU2361776C1 (ru) * | 2008-03-14 | 2009-07-20 | Сергей Федорович Бокарев | Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства и самолет для его осуществления |
-
2011
- 2011-05-23 WO PCT/RU2011/000351 patent/WO2012161608A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN2035870U (zh) * | 1988-09-29 | 1989-04-12 | 航天部第三研究院第三设计部 | 飞行器活动翼面角度测量装置 |
| US5595357A (en) * | 1994-07-05 | 1997-01-21 | The B. F. Goodrich Company | Aircraft stall warning system |
| RU2159443C2 (ru) * | 1995-05-12 | 2000-11-20 | Локхид Мартин Корпорейшн | Система аэронавигационных данных |
| RU2361776C1 (ru) * | 2008-03-14 | 2009-07-20 | Сергей Федорович Бокарев | Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства и самолет для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9346535B1 (en) | Ring cam and ring cam assembly for dynamically controlling pitch of cycloidal rotor blades | |
| CN101808894A (zh) | 用于控制船舶的表面驱动装置的方法 | |
| US7585195B2 (en) | Propulsion and steering unit for a waterborne vessel | |
| KR20160015279A (ko) | 복수의 터빈을 갖는 수중 발전소 | |
| WO2009074834A8 (de) | Kreisflügel - aktinischer fluidantrieb (af) | |
| JP2015217940A (ja) | 揺動する可動フォイルの運動を制御するための揺動フォイル推進システム及び方法 | |
| CN103318378A (zh) | 双体船纵向运动姿态控制装置 | |
| EP3507189B1 (en) | Stabilizer fin for a watercraft | |
| CN105109669B (zh) | 飞机改出尾旋改善装置 | |
| AU2016375035B2 (en) | Marine vehicle thruster control method | |
| WO2012161608A1 (ru) | Способ упреждения срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства и датчик срыва потока с крыла аэрогидродинамического устройства для его осуществления | |
| US9315250B1 (en) | Systems and methods to generate post-swirl propulsor side forces | |
| WO2009113914A1 (ru) | Способ управления режимами обтекания крыла потоком и самолет с крылом для его осуществления | |
| WO2015119589A1 (ru) | Плавниковый движитель | |
| WO2015153825A1 (en) | Asymmetric propulsion and maneuvering system | |
| EP3526115B1 (en) | Energy transforming device and method of transforming energy | |
| RU2661271C2 (ru) | Движительно-рулевой комплекс судна | |
| RU40288U1 (ru) | Система управления судном | |
| RU2520211C2 (ru) | Парус -крыло | |
| RU2758939C1 (ru) | Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением | |
| RU2781020C1 (ru) | Система предотвращения брочинга | |
| RU2610324C2 (ru) | Летательный аппарат | |
| HRP20040598A2 (en) | Method and system for producing a potential over a body | |
| Hongzhang et al. | Research on a method to reduce ship roll at zero speed | |
| Wang et al. | The design of jet vane of thrust vector control system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 11866196 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 11866196 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |