Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации

Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации

Реферат

 

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, преимущественно малого удлинения, предназначенной для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата. Способ осуществляют путем повышения скорости потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла толстого профиля. Набегающий на верхнюю поверхность крыла поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла. Поток ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале в кормовой части. Дополнительные потоки воздуха равномерно всасывают вдоль верхней поверхности крыла. Устройство для управления пограничным слоем включает в себя средство для повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Устройство имеет канал, сообщенный с набегающим потоком поперечными к потоку щелями. В канале в кормовой части крыла установлен, по крайней мере, один тяговый двигатель летательного аппарата. Канал образован верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами, расположенными по боковым кромкам крыла. Канал также образован и соединяющей щиты системой надкрылков, образующей поперечные к набегающему потоку щели. Каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля. Технический результат заключается в улучшении аэродинамических характеристик крыла толстого профиля. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к способам и устройствам управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля преимущественно малого удлинения, предназначенным для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

При обтекании потоком воздуха профиля крыла на его верхней поверхности в кормовой части реализуется течение с положительным градиентом давления, которое препятствует движению воздуха в области пограничного слоя, где скорости относительно малы. Результатом такого воздействия может быть отрыв потока от поверхности в кормовой части крыла и, как следствие, значительное увеличение аэродинамического сопротивления профиля крыла при снижении подъемной силы.

Для улучшения аэродинамических характеристик профиля крыла, при обтекании которого положительный градиент давления в потоке вызывает в кормовой части крыла отрыв потока от поверхности, повышают скорость воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Одним из известных способов ускорения воздушного потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла, является отсос пограничного слоя, что позволяет потоку преодолевать без отрыва положительные градиенты давления на криволинейной верхней поверхности крыла.

Для отсоса пограничного слоя с верхней обтекаемой поверхности крыла последнюю выполняют перфорированной, используя отверстия и щели различных форм. При этом перфорированную поверхность сообщают с камерой разрежения, размещенной внутри крыла под его обтекаемой поверхностью. Такое конструктивное решение позволяет осуществить необходимый отбор массы из приповерхностной области пограничного слоя и тем самым улучшить условия обтекания профиля крыла.

Известно работающее по данному принципу устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде ряда вихревых камер, расположенных под обтекаемой поверхностью, с отверстиями, размещенными на указанной поверхности поперек к внешнему потоку (US 4671474). Вихревое движение внутри камер поддерживается за счет гидродинамического взаимодействия вихревого движения в камерах с внешним течением в зоне отверстий. При этом скорость внешнего потока в приповерхностной области возрастает, что приводит к безотрывному обтеканию профиля. Однако известное устройство имеет ряд недостатков, основными из которых являются сложность конструкции, высокий уровень сопротивления профиля крыла и большие энергозатраты на отсос вихревого потока. Сложность конструкции состоит в большом количестве вихревых камер и камер отбора воздуха. Большие энергозатраты на отсос потока объясняются большим сопротивлением магистралей, соединяющих вихревые камеры с источником низкого давления. Дросселирующий эффект магистралей особенно велик для звукового течения, реализующегося в известном устройстве. Кроме того, при малых скоростях внешнего потока и небольших значениях положительного градиента давления энергосистема работает в неэкономичном режиме, так как она, настроенная на максимальные значения скоростей потока и градиентов давления, осуществляет отсос больше необходимого, что приводит к излишним энергозатратам.

Известно устройство управления пограничным слоем, примененное в конструкции летательного аппарата (ЛА), выполненного в виде тела толстого аэродинамического профиля. Указанное устройство представляет собой ряд щелевых канавок, выполненных на обтекаемой поверхности тела, размещенных перпендикулярно потоку и соединенных с источником низкого давления (патент ФРГ 1273338). Недостатками этого устройства являются повышенные энергетические затраты, обусловленные большим перепадом давления, который преодолевается приповерхностным потоком, так как отсос воздуха производится в местах обтекаемой поверхности, где давление минимальное, а вдув - в местах, где давление максимальное. Большие энергозатраты не позволяют получить высокое аэродинамическое качество ЛА.

Известно также работающее по вышеописанному принципу устройство управления пограничным слоем, которое обеспечивает безотрывное обтекание поверхности крыла при меньших энергозатратах (RU, C1, 2015942). Устройство содержит несколько размещенных друг за другом вихревых камер, выполненных в виде полостей в верхней поверхности кормовой части крыла и сообщенных с источником низкого давления. В каждой вихревой камере установлено обтекаемое тело, образующее с внутренними стенками вихревой камеры кольцевой вихревой канал. Вихревые камеры каналами соединены с единым газодинамическим трактом, сообщенным с источником низкого давления. Наличие обтекаемого тела в полости вихревой камеры позволяет за счет естественного градиента давления получить циркуляционный режим течения, обеспечивающий безотрывное обтекание потоком верхней поверхности крыла при малых уровнях отсоса, и тем самым снизить энергозатраты в несколько раз по сравнению с решением, описанным в патенте ФРГ 3.273338. Применение системы из нескольких вихревых камер, объединенных общим газодинамическим трактом, позволяет еще более снизить энергозатраты. Однако в данном техническом решении, как и в вышеописанных, управление пограничным слоем осуществляется путем его отсоса, при этом энергозатраты на отсос достаточно велики. Это обусловлено тем, что для отсоса пограничного слоя используется специальное устройство отсоса, требующее дополнительных энергозатрат.

В основу настоящего изобретения положена задача создать способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его осуществления, в которых повышение скорости воздуха в приповерхностной области верхней образующей профиля крыла и безотрывное обтекание верхней поверхности крыла происходит без дополнительных энергозатрат, и таким образом улучшить аэродинамические характеристики при минимальных энергозатратах.

Поставленная задача решается тем, что в способе управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля путем повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла, согласно изобретению, набегающий поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла, и ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале в кормовой части крыла, при этом равномерно, вдоль верхней образующей поверхности крыла, всасывают дополнительные потоки воздуха.

Благодаря установке на задней кромке крыла по меньшей мере одного основного тягового двигателя ЛА в кормовой части крыла, на его верхней поверхности, устраняется положительный градиент давления. Таким образом, для улучшения аэродинамики крыла используется энергия, расходуемая на всасывание воздуха в двигатель, и нужный эффект достигается за счет целесообразного использования входного воздушного потока тягового двигателя.

Ускорение воздушного потока в канале обеспечивает отсос пограничного слоя и вдувание в него дополнительных потоков воздуха с повышенной кинетической энергией, что также противодействует отрыву потока. Такое использование тяговых двигателей, создающих горизонтальную тягу ЛА, не приводит к дополнительным энергозатратам на улучшение аэродинамических характеристик крыла.

Поставленная задача решается также тем, что в устройстве управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, включающем средство для повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла, содержащее канал, сообщенный с набегающим потоком поперечными к потоку щелями, согласно изобретению, в канале, в кормовой части крыла, установлен по меньшей мере один тяговый двигатель летательного аппарата, а канал образован верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами, расположенными по боковым кромкам крыла, и соединяющей щиты системой надкрылков, образующей поперечные к набегающему потоку щели, при этом каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля.

Выполнение канала указанным образом обеспечивает равномерное распределение воздушного потока по верхней поверхности крыла вдоль образующей профиля крыла и его прижатие к ней, что противодействуют срыву основного потока и, как следствие, уменьшению аэродинамического сопротивления профиля крыла и повышению его подъемной силы без дополнительных энергозатрат.

Выполнение каждого надкрылка в виде крыла тонкого профиля и расположение их в камере указанным образом позволяет направить поток вдоль верхней поверхности крыла.

Установка по меньшей мере одного тягового двигателя в кормовой части крыла обеспечивает отсос пограничного слоя и вдувание в канал дополнительных потоков воздуха с повышенной кинетической энергией, что также противодействует отрыву потока.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием примера его выполнения со ссылками на чертежи, где фиг. 1 изображает устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, поперечный разрез (со схематичным изображением потоков обтекания); фиг. 2 - устройство на фиг. 1 в аксонометрии.

Поскольку заявляемый способ реализуется при работе устройства управления пограничным слоем, описание способа приведено при описании работы устройства.

Согласно изобретению, устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла 1 (фиг.1) толстого профиля содержит камеру 2, образованную верхней поверхностью 3 крыла 1, выступающими над ней вертикальными щитами 4 (фиг. 2), расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности 3, и системой надкрылков 5, соединяющих вертикальные щиты 4 с образованием щелей 6, расположенных поперек набегающего потока. В результате в камере 2, над верхней поверхностью 3 крыла 1, образуется канал 7, в который направляют входной поток, набегающий на верхнюю поверхность 3 крыла 1. Щиты 4 закреплены на боковых стенках крыла 1. В камере 2, в кормовой части крыла 1, установлен по меньшей мере один тяговый двигатель 8 ЛА (фиг. 1). В случае установки в кормовой части крыла 1 нескольких тяговых двигателей 8, их располагают вдоль задней кромки крыла 1. Количество установленных на крыле тяговых двигателей определяется конструктивными особенностями ЛА. Каждый надкрылок 5 имеет форму крыла тонкого профиля.

В конкретных решениях расположение надкрылков может быть уточнено в процессе конструирования с учетом параметров двигателей 8 и профиля крыла 1. Расположенные таким образом надкрылки 5 обеспечивают равномерное распределение входного воздушного потока по поверхности крыла 1. Кроме того, потоки обтекания надкрылков 5 направлены вдоль верхней образующей профиля толстого крыла и противодействуют срыву основного потока.

Таким образом, и горизонтальная тяга, и подъемная сила ЛА создаются единой системой, состоящей из крыла 1 большой толщины, преимущественно малого удлинения, и расположенных над ним между антииндуктивными (вертикальными) щитами 4 надкрылков 5 высокого аэродинамического качества, образующей замкнутый снизу и с боков канал 7, в котором набегающий воздушный поток ускоряется тяговыми двигателями 8 ЛА. В этом канале 7 воздушный поток, обтекающий толстое крыло: 1) прижимается к верхней поверхности 3 толстого крыла 1 воздушными потоками, обтекающими надкрылки 5; 2) его пограничный слой отсасывается тяговыми двигателями 8.

Количество и размеры надкрылков 5 определяются из следующих соображений: входное сечение канала вместе с суммарным входным сечением щелей 6 должно по отношению к выходному сечению канала 7 быть обратно пропорционально отношению скоростей потока на входе и выходе, т.е.

S₁V₁ = S₂V₂ Такая аэродинамическая система, помимо обеспечения ламинарного обтекания крыла, должна обладать некоторым кумулятивным эффектом взаимодействия крыла и надкрылков. Однако приведенный ниже простой расчет, даже без учета кумулятивного эффекта, показывает, что при скорости V₁ = 15 м/с и V₂ = 70 м/с подъемная сила крыла составит около 3000 Н на 1 м² площади крыла.

Простейший расчет подъемной силы крыла: по закону Бернулли при несжимаемости воздушного потока (что справедливо для скоростей до 70 м/с): SV = const P + dV²/2 = const, иначе говоря S₁V₁ = S₂V₂ P₁ + dV₁²/2 = P₂ + dV₂²/2, отсюда P = d(V²₂-V²₁)/2, , N = PV₂S₂, где d - плотность воздуха; N - полезная мощность тяговых двигателей; P - давление воздуха; V - скорость воздушного потока; S - сечение аэродинамического канала.

При указанных ранее значениях начальной и конечной скоростей получаем для 1 м² горизонтальной площади крыла подъемную силу F: F = 1,3 (4900 - 225)/2 = 3038 (Н) Принимая выходное сечение аэродинамического канала равным 1 м², получаем необходимую полезную мощность (это означает, что площадь горизонтальной проекции крыла может быть примерно 5 м², следовательно, общая подъемная сила около 1,5 т): N = 3038 х 70 х 1 = 213 кВт Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие FT = 1,3 х 70 х 1 х (70 - 15) = 5005 (Н).

Формула изобретения

1. Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля путем повышения скорости потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла, отличающийся тем, что набегающий на верхнюю поверхность крыла поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла, и ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале кормовой части крыла, при этом равномерно вдоль верхней поверхности крыла всасывают дополнительные потоки воздуха.

2. Устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля, включающее средство для повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла, содержащее канал, сообщенный с набегающим потоком поперечными к потоку щелями, отличающееся тем, что в канале в кормовой части крыла установлен по меньшей мере один тяговый двигатель летательного аппарата, а канал образован верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами, расположенными по боковым кромкам крыла, и соединяющей щиты системой надкрылков, образующей поперечные к набегающему потоку щели, при этом каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2