Способ ламинаризации пограничного слоя крыла и устройство для его реализации (варианты)

Способ ламинаризации пограничного слоя крыла и устройство для его реализации (варианты)

Реферат

 

Использование: в авиационной технике, а именно в устройствах для управления пограничным слоем. Сущность изобретения заключается в установке ребристых поверхностей на прямом крыле в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, а на скользящем крыле - в области разрушения детерминированных стационарных вихрей. При этом ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока, а высота пиков ребристой поверхности не должна превышать местной толщины пограничного слоя. 4 с.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в устройствах для управления пограничным слоем.

Известны способ и устройство для управления развитием пограничного слоя на обтекаемой поверхности, в котором определяют местоположение области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, измеряют его характеристики по всей длине и вводят в пограничный слой возмущения определенной амплитуды и фазы, добиваясь тем самым подавления развивающихся в ламинарном пограничном слое естественных возмущений, и как бы затягивают таким образом возникновение турбулентности, что приводит к уменьшению общего сопротивления. (Патент России N 2002669, кл. В 64 С 21/00, 1990 г.) Такое техническое решение требует использования большого количества датчиков, сложных электронных устройств (генератора, анализатор и т.д.) и соответственно значительных энергетических затрат.

Известны способ и устройство для управления пограничным слоем, в которых поверхности с бороздками определенного профиля и размеров (риблеты) используются в турбулентном пограничном слое для снижения турбулентного трения (Патент США N 5069403, кл. В 64С 21/10, 1991 г.) Используя для снижения турбулентного трения поверхностей с бороздками и не учитывая при этом негативного влияния бороздок на ламинарно-турбулентный переход на линейной стадии развития возмущений, получают часто отрицательный результат из-за неправильного размещения поверхностей. Например, применение на всей поверхности крыла приводит к раннему переходу, и снижение турбулентного трения уже не приводит к общему снижению сопротивления.

Технический результат, получаемый при использовании изобретения заключается в выборе оптимального места воздействия на процесс развития локализованных в пространстве и времени вихревых структур нелинейной стадии перехода, при этом достигается затягивание перехода ламинарного течения в турбулентное состояние и, следовательно, снижается сопротивление трения обтекаемой поверхности за счет расширения пространственного диапазона трансформации локализованных вихрей в турбулентные пятна.

Технический результат для прямого крыла достигается тем, что в способе ламинаризации пограничного слоя крыла с помощью ребристой поверхности последнюю устанавливают в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, причем ребра поверхности располагают вдоль местного направления потока.

Для реализации выше изложенного способа для прямого крыла используется устройство для ламинаризации пограничного слоя, содержащее ребристую поверхность с параллельными рядами впадин и пиков, при этом высота пиков не должна превышать местной толщины пограничного слоя, а длина поверхности не должна превышать размера нелинейной области перехода.

Достижение технического результата для скользящего крыла обеспечивается установкой ребристой поверхности в области разрушения детерминированных стационарных вихрей, причем ребра поверхности располагают вдоль местного направления потока.

При этом в устройстве для ламинаризации пограничного слоя скользящего крыла, содержащем ребристую поверхность с параллельными рядами впадин и пиков, высота последних не должна превышать толщины местного пограничного слоя, а длина поверхности не должна превышать размера области разрушения стационарных вихрей.

Местоположение ребристой поверхности на крыле определяется термоанемометрическими измерениями, либо визуализацией течения, проводимыми на крейсерском режиме полета объекта.

На фиг.1 показаны зоны образования переходного слоя на прямом крыле: А - без ребристой поверхности; Б с применением ребристой поверхности в линейной области перехода; С с применением ребристой поверхности в нелинейной области перехода; на фиг.2 кривые нарастания возмущения в линейной области на гладкой и оребренной поверхностях; на фиг.3 амплитудный спектр развития возмущений в нелинейной области на гладкой и оребренной поверхностях; на фиг.4 зоны образования переходного слоя на скользящем крыле (вариант) Д без ребристой поверхности; Е с применением ребристой поверхности; на фиг.5 - кривые нарастания бегущих возмущений, развивающихся на детерминированных стационарных вихрях в области разрушения последних на гладкой и оребренной скользящих поверхностях.

Способ ламинаризации пограничного слоя крыла с помощью установки ребристых поверхностей заключается в том, что на прямом крыле ребристую поверхность устанавливают в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, а для скользящего крыла в области разрушения детерминированных стационарных вихрей, при этом в том и в другом случаях ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока.

Устройство представляет собой ребристую поверхность 1 с параллельными рядами впадин и пиков, высота которых не должна превышать местной толщины пограничного слоя.

При установке ребристой поверхности на прямое крыло 2 ее длина не должна превышать размера нелинейной области перехода.

При установке ребристой поверхности 1 на скользящем крыле 3 ее длина не должна превышать размера области разрушения стационарных вихрей.

Проведены исследования по определению характера обтекания набегающим потоком прямого крыла (фиг.1а) без установки ребристой поверхности; с установкой ребристой поверхности в линейной области перехода (фиг.1в) и с установкой ребристой поверхности в нелинейной области перехода (фиг.1с).

Отмечено, что ребристая поверхность работает эффективно в случае установки ее в нелинейной области перехода, она как бы затягивает ламинарный слой, увеличивая его.

На фиг. 2 и 3 показаны для сравнения амплитудные спектры развития вихрей и нарастание интенсивности волн неустойчивости.

Испытания, проведенные по определению характера обтекания набегающим потоком скользящего крыла без установки ребристой поверхности ( фиг.4д) и с установкой ребристой поверхности ( фиг.4е) показали эффективность снижения сопротивления с применением последней. Эксперименты были проведены в аэродинамической трубе и определены области эффективного расположения ребристой поверхности. Это наглядно демонстрируют кривые нарастания бегущих возмущений, развивающихся на детерминированных стационарных вихрях в области разрушения последних на гладкой поверхности Д и в той же пространственной области не оребренной поверхности Е. Видно, что в последнем случае процесс разрушения стационарных вихрей резко тормозится.

Формула изобретения

1. Способ ламинаризации пограничного слоя крыла с помощью ребристой поверхности, отличающийся тем, что на прямом крыле ребристую поверхность устанавливают в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, причем ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока.

2. Устройство для ламинаризации пограничного слоя крыла, включающее ребристую поверхность с параллельными рядами впадин и пиков, отличающееся тем, что высота пиков ребристой поверхности не должна превышать местной толщины пограничного слоя, а длина поверхности не должна превышать размера нелинейной области перехода.

3. Способ ламинаризации пограничного слоя крыла с помощью ребристой поверхности, отличающийся тем, что на скользящем крыле ребристую поверхность устанавливают в области разрушения детерминированных стационарных вихрей, причем ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока.

4. Устройство для ламинаризации пограничного слоя крыла, включающее ребристую поверхность с параллельными рядами впадин и пиков, отличающееся тем, что высота пиков ребристой поверхности не должна превышать местной толщины пограничного слоя, а длина поверхности не должна превышать размера области разрушения стационарных вихрей.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4