Аэродинамический элемент летательного аппарата

СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИРЕСПУБЛИК НИ ПАТЕНТУ тех 5 2,ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОВЕДОМСТВО СССРГОСПАТЕНТ СССР)(71) Таганрогский авиационный научнонический комплекс им. Г.М, Бериева(54) АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ЭЛЕМЕНТ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА(57) Изобретение относится к авиации, в частности к несущим аэродинамическим эле- ментам(АЭ) летательных аппаратов, а также к другим областям техники, где происходит обтекание АЭ потоком вязкой текучей среды. Цель изобретения - улучшение-аэродинамических характеристик АЭ с помощью вибрационного управления пограничным слоем. Цель достигается тем, что АЭ снабжен вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластиныГБП) 4, установленной на верхней поверхности АЗ с электродами 6.7,8 в виде полос, расположенных на наружных поверхностях пластины и внутри ее и подключенными кисточнику напряжения пастаяниОГО ТОка че" рез переключатель. ГБП перекрывает распОЛОжеиную вдаль передией крОмкиплоскую щель Я, соединенную с носовой. частью 10 АЗ, перфорированной па ее размаху, и дополнительную плоскую щель 11 с даФ с обратным клапаном 12 для переноса текучей среды от передней поверхности 10 АЗ к даполнительйой щели 11 и нагнетания ее в камеру 13, из которой происходит ускоренное истечение текучей среды через плоскую щель 14 с плоским соплом 15, расположенным на задней верхней поверхности АЗ, для обдува задней кромки АЭ. ГБП сопряжена ПО задней ее кромке с торцевым гасителем колебаний 16. 1 з, п, ф-лы, 1 ил.Изобретение относится к области авиации, в частности, к несущим аэродинамиче-ским элементам летательных аппаратов, атакже к другим областям техники, где пролсходит обтеканле аэродинамических элементов потоком вязкой текучей среды.Известен профиль с циркуляционнымОбтеканием, имеющий минимальное лобо-вое сопротивление, хорда которага разде лена на пять частей, каждая из которыхформирует на соответствующей поверхности крыла поток с определенными характеристикамл.Первая часть, расположенная междупередней кромкой и; приблизительно, серединой хорды имеет выпуклую форму, иформирует ламинарный поток,Вторая часть, следующая за первой, имеетпрямолинейную поверхность с отрицательным углом наклона, на которой ламинарный, поток преобразуется в турбулентный;Далее следует поверхность с минимальным поверхностным трением, имеющая вогнутую поверхность, Задняя кромка крылаимеет профиль Каанда и на ней выполненатангенциальная струйная щель, посредст-вом которой производится обдувание профиля Каанда, предотвращающее срывпотока и смещаОщее застойную зону к задней кромке крыла.Нижняя поверхность изогнута таким об.разом, чта скорость потока здесь уменьшается.Недостатком этого профиля являетсянеобходимость отбора скатога воздуха высокого давления ат компрессоров силовыхустановок, что приводит к уменьшению величины располагаемой тяги, которая мох(ет, понадобиться для быстрого разгона самолета и создает ограничение в примененил самолета с такой системой.Известен аэродинамический элемент,содеркащий поверхность с малым аэродинамичесхим сопротивлением, имеОщую переднюю и заднюю кромку, обтекаемую10 20 потоком текучей среды в направлении атпередней кромки к задней, имеющую прерывистое линейное вихреобразующее,приспособление, которое находится запередней кромкал поперек направления обтекания поверхности потоком и представляет собой многократные разрывы вповерхности элемента, расположенные поперек потока и образующие нависающий подветренный уступ, напротив которогоформируются последовательные вихриЗа разрывами в поверхности элемента распадакено устройство, образующее площадку, параллельную разрывам и наклоненную наружу, относительно поверхности элемента для направления каждого из вихрей, сформировавшегося напротив нависающего подветренного уступа с этага уступа, освобождая Место для формирования новога вихря. Недостатком этога аэродинамическогоэлемента является недостаточная эффективность вихреабразующега устройства в уменьшенииаэродинамического сапротив ления элемента, поскольку при установившемся угле атаки элемента и отсутствиидругих устройств для улучшения обтекания. элемента с задней кромкиэлемента макетсойти только один разгонный вихрь с увелИ 30 чением общей циркуляции скорости вокругпрофиля элемента на величину циркуляцииэтого вихря, но направленной в противапоЛажную сторону,Наиболее близким по технической сущ 35 ности к предлагаемому изобретению является устройство управления пограничнымслоем, садеркащее аэродинамическую поверхность, на передней кромке которой расположена воздухазаборная щель,40 сообщающаяся внутри крыла с выпускнымищелями или отверстиями, выполненными вверхней хвостовой поверхности крыла.В результате того, что часть свободноговоздушного патака, направляемая через за 45 барную щель внутрь крыла, выходит черезвыпускные щели или отверстия, пограничный слой на верхней наружной поверхности крыла всегда движется назад и не разделяется.. Недостатком этого устройства является увеличение профильного сопротивления аэродинамической поверхности за счет расположения воздухозаборной щели на передней кромке и увеличения силы трения вязкой текучей среды на величину силы тре ния внутри канала, соединяющего забарнуа щель с выпускными щелями или отверстиями. К - Пхюгде П - смачиваемый периметр сечения ка нала;- длина канала.ъ - касательное напряжение на стенке, зависящее восновном от средней скорости и плотности текучей среды и от числа Рейнольдса.Цель изобретения - улучшение аэродинамических характеристик за счет увеличения коэффициента подъемной силы Сушах, отдаления отрыва пограничного слоя с вер хней поверхности аэродинамического элемента в сторону увеличения углов атаки иуменьшения аэродинамического сопротивления элемента, в частности, коэффициента сопротивления элемента, Схвп с помощью 30 вибрационного управления пограничным слоем.Поставленная цель достигается тем, что аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управле ния пограничным слоем, выполненное в виде плоских щелей: передней, для отсоса пограничного слоя с носовой части аэродинамического элемента, и задней с плоским соплом для обдува его верхней задней части 40 снабжен вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пла-стины с торцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора йо верхней поверхности элемента за его носовой частью, аэро динамический элемент выполнен сперфорированной носовой частью, с которой соединена передняя щель, с дополниТельной плоской щелью; которая снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давления, 50 соединенной с дополнительной и задней щелями, при этом передняя и дополнительная щели перекрыты биморфной пластиной,На чертеже показан аэродинамический элемент летательного аппарата, попереч ное сечение, проведенное вдоль хорды элемента, параллельно оси его симметрии.Конструктивно аэродинамический элемент содержит поверхность с малым аэродинамическим сопротивлением 1, имеющуюпереднюю кромку 2 изаднюю - 3, а такжевихреобразующее устройство, котороепредставляет собой гибкую биморфную пластину 4 из пьезоматериала, например изполимерной пленки на основе поливинилденфторида ПВДФ, установленнойза передней кромкой 2 на верхней поверхности 5элемента с элек гродами в виде полос 6, 7, 8,располокенных на наружных поверхностяхи внутри пластины перпендикулярно направлению обтекания поверхности аэродинамического элемента потоком текучейсреды и подключенными к источнику йапря. женил постоянного тока через переключатель (не показан),Гибкая биморфная пластина 4 установлена без зазоров по верхней поверхностиэлемента и перекрывает расположеннуювдоль передней кромки плоскую щель 9 дляотсоса погранйчного слоя от передней поверхности 10 элемента, перфорированнойна участке от передней кромки до расстояния от нее, равного а = 0,12 хорды элементаЬ, и дополнительную. плоскую щель 11 с обратным клапаном 12 для переноса текучейсреды из передней щели к дополнительнойи нагнетания ее в камеру высокого давления13, из которой происходит ускоренное истечение текучей среды через плоскую щель 14,оканчивающуюся плоским соплом 15, высотой, равной 0,025 хорды Ь элемента и направленным в сторону задней кромки,Обратный клапан 12 предназначен.дляпредупреждения обратного перетекания те: куцей среды из камеры высокого давления кпередней щели и вспучивания биморфнойпластины.:Клапан шарнирно подвешен в верхнейего части и при подаче текучей среды состороны передней щели под давлением текучей среды он открывается, при уменьшении давления или исчезновении его клапанзакрывается под собственным весом. Усилие для преодоления сопротивления клапана зависит от давления, создаваемогосистемой вябрацяонного управления погра- .ничным слоем в камере высокого давления.Выбор высоты сопла, равной 0,025 хорды Ьаэродинамического элемента основан натом; что при обтекании аэродинамическогоэлемента потоком вязкой текучей среды ипри высоте сопла, не превышающей 0,01хорды Ь элемента, вязкие слои, сходящие сверхней поверхности элемента, находящей-ся между передней кромкой элемента иплоским соплом, смыкаются с пограничнымслоем над верхней поверхностью элемента.находящейся между соплом и задней кромкой, вследствие чего струя, истекающая изплоского сопла и омывающая задирою кромку элемента, оказывается значительно подторможенной, по сравнению со скоростью потенциального течения, Эффективность управления пограничным слоем при этОм уменьшается.При высоте сопла, равной 0,025 хорды Ь элемента, характер обтекания становится таким, при котором вязкие слОи, стекэ 1 ощие с верхней поверхности элемента, находящейся перед соплом, не смыкаотся с пограничным слоем над поверхностью элемента, находящейся между соплом и задней кромкой, сохраняя при этом ядро потенциального течения, между вязкими слоями текучей среды, что обеспечивает благоприятный градиентдавления, предохраняющлй от возможного отрыва потока на поверхности аэродинамического элемента и оптимальное увеличение ко- ЭффИЦИЕНТЭ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ СувахПри высоте сопла, равной более 0,025 хорды Ь аэродинамического элемента, толщина вязкого следа за соплом возрастает настолько, что утолщения ядра плоской струи, истекающей из сопла при этом, недостаточно для создания благоприятного грэдлентэ давлония над верхней поверхностьюэлемента, вследствие чего происходит подтормаживание струи, омывающей заднюю кромку элемента и уменьшение эффективности работы управления погранлчным слоем в отношении увеличения коэффициента Суеах.Плоское сопла 15 расположено нэ расстоянии От передней кромки элбментэ, равном 0,73 - 0,82 его хорды Ь. Это расстояние обусловлено тем, что, при обтекании аэродинамического элемента вязкой текучей средой, на его верхней поверхности до рас:- стояния от передней кромки, равного 1 = 0,73 хорды Ь элемента сохраняется прилипший турбулентный пограничный слой и устэнОВкэ сопла ближе этоГО расстояния От передней кромки была бы нерациональной с точки зрения увеличения потерь, кинетиче- скОЙ энерГии плоской струи, омывэОщей Верхнюю поверхность аэродинамического элемента,Расстояние от передней кромкйээродинамического элемента, равное 1= 0,82 хорды, определяет начало зоны отрыва турбулентно- ГО пОГраничноГО слОя, поэтому Оптимальное расстояние от передней кромки до плоского сопла не должно превышать этот размер, чтобы обеспечить сдув оторвавшегося турбулентного погрэничного слоя, Исходя из ВышеизложенноГО - Оптимальный размер 1 для установки плоского сопла находится в пределах 0,73 - 0,82 хорды Ь элемента.Биморфная пластина сопряжена по всему размаху ее задней кромки с торцевым поглотителем колебаний 16, выполненным из материала с высоким коэффициентом затухания звука для предотвращения отражения бегущей волнь от заднего торца биморфной пластины и влияния колебаний генератора волновой деформации на заднюю кромку аэродинамического элемента. Предлагаемый диапазон частот работы пьезокерамического генератора волновой деформации находится в пределах 110 - 125 ГцПопадание генератора волновой деформации в резонанс с близкими частотами мало вероятно, а сами колебания генератора значительно безопаснее колебаний акустических нагрузок от работы силовых устэновок летательных аппаратов.Кроме того, аэродинамический элемент содержит нижнюю поверхность 17.Работа вибрационного управления пограничным слоем начинается с подачи нагряжения постоянного тока на крайнюю группу электродов, расположенных первь 1- ми к щели всасывания 9. Под группой понимаются три электрода в виде полос: б и 8 -наружные с обеих сторон биморфной пластины 4 и электрод 7 - средний, находящийся внутри пластины, При появлении напряжения на зажимах всех трех электродов одной группы, в результате обратного пьезоэффекта, происходит деформация пьезокерамической биморфной пластины 4, то есть ее прогиб в сторону верхней поверхности 1. Запитывая одновременно несколько групп электродов напряжением постоянного тока можно обеспечить создание достаточного прогиба биморфной пластины 4 над щелью всасывания 9, что показано на фиг. 1 штрихпунктирной линией.Образовавшаяся полость над щелью всасывания 9 заполняется текучей средой,Последовательным переключением гоупп электродов создается бегущая волна деформации, перемещающаяся от передней кромки в направлении к задней кромке,Текучая среда, заполнившая образованную при деформации биморфной пластины полость, переносится бегущей волной к дополнительной щели 11 и через нее йагнетается в камеру высокого давления 13, откуда через плоскую щель 14 и плоское сопло 15 истекает на верхнюю заднюю поверхность аэродинамическою элемента в сторону задней его кромки.Процесс переноса и нагнетания текучей среды повторяется с частотой бегущей волны, заданной переключателем напряжения.Понятие "достаточного" прогиба биморфной пластины над щелью всасывания взято из расчета того, что фактический прогиб пьезокерамического генератора волновой деформации с одной группой электродов, одновременно запитываемой напряжениемпостоянного электрического тока находитсяв пределах от 2 до 10 мкм (или 0,02 - 0,1 мм).При одновременном включении нескольких групп электродов достигается прогиб биморфной пластины 0,3 - 0,4 мм.Этот прогиб достаточен для созданияэффекта вихреобразования и отсоса текучей среды, поскольку, при колебаниях плоской поверхности в вязкой жидкости,глубина проникновения вихревого движения "б" соответствует толщине пограничного слоя.Толщина пограничного слоя для воздуха при т = 0 С, Р = 760 мм рт, ст., скоростиневозмущенного потока Чсо = 120 м/с;кинематическом коэффициенте вязкости0 =. 0,133310 м/с равна д = 1,2 мм, аименно в этом пограничном (пристеночном)слое и должно происходить быстрое изменение касательной компоненты скоростипотока текучей среды,При работе пьезокерамического генератора волновой деформации биморфнаяпластина прогибается вверх и за счет создания местных сопротивлений на подветренной поверхности "бегущей волны" при еедвижении в направлении от передней кромки аэродинамического элемента к заднейкромке образуются последовательные линейные вихри и скатываются к задней кромке, что уменьшает аэродинамическоесопротивление элемента 5. Из .камеры высокого давления 13 через плоскую щель 14с плоским соплом 15 происходит ускоренное истечение текучей среды для обдувазадней кромки 3. Плоской струей от сопла15 производится сдув с задней кромки элемента последовательных линейных вихрейи обеспечивается соответствующий каждому сходящему вихрю типа разгонноговихря прирост циркуляции скорости Л Гвокруг профиля элемента 6, направленнойв сторону, противоположную циркуляциискорости сходящего вихря, а следовательно, и увеличения коэффициента подьемнойсилы Ь Сущах.Применение вибрационногоУПС позволяет организовать более равномерный отсос текучей среды по размаху передней.кромки аэродинамического элемента, а также истечение текучей среды, подаваемойдля обдува задней кромки элемента по ееразмаху, избегая применения для этой целитрубопроводов сложной конфигурации испециальных отборов сжатого воздуха, чтозначительно упрощает и облегчает конструкцию летательного аппарата. В результате комбинированного воздействия на пограничный слой элемента:отсоса в передней части поверхностиэлемента;5 увеличения кинетической энергии пограничного слоя за счет вихреобразующегоприспособления в средней части поверхности элемента;обдува задней кромки элементэ пло 10 ской струей текучей среды, - реализуетсяблизкое к безотрывному обтеканию профиля аэродинамического элемента до большихуглов атаки элемента и увеличения коэффи: циента подьемной силы Ь Судах15 Применение вибрациочного УПС позволяет в 2 раза увеличить коэффициентподьемной силы крыла Суаах по сравнению с обычным крылом самолета или жеприравнять эффективность предлагаемого20 УПС к выпуску закрылков на 45 и предкрылков на 22 О, но при этом коэффициентлобового сопротивления Сх аль остаетсятакой же как при убранной механизациикрыла, т, е. в 7 раз ниже, чем при выпуске25 механизации на указанные углы,Кроме того, вибрационного УПС можетбыть применено в качестве частичного средства управления летательным аппаратомкак в помощь поперечному управлению, так30 и в помощь рулям поворота и высоты, чтопозволяет повысить надежность летательных аппаратов,Формула изобретения35 1. Аэродинамический элемент летательного аппарата, содержащий устройство управления пограничным слоем, выполненноев виде плоских щелей; передней для отсосапограничного слоя с амосовой части аэроди 40 намицескаго элемента, и задней с плоскимсоплом для обдува его верхней задней части, о т л и ч г ю щ и й с я тем, что, с цельюулучшения аэродинамических характеристик, аэродинамический элемент снабжен45 вихреобразующим устройством, выполненным в виде гибкой биморфной пластины сторцевым поглотителем колебаний, установленной без зазора по верхней поверхностиэлемента за его носовой частью, аэродинами 50 ческий элемент выполнен с перфорированной носовой частью, с которой соединенапередняя щель, с дополнительной плоскойщелью, которая снабжена обратным клапаном и с камерой высокого давления, соеди- .55 ненной с дополнительной и задней щелями,при этом передняя и дополнительная щелиперекрыты биморфной пластиной,2, Элементпо и, 1, отл.ича ющи йс ятем, что перфорированный участок выполСоставительТехред М.Моргентал Редактор Корректор И.Шулла Заказ4287"Тираж ". Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113035, Москва, Ж, Рауаская наб., 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул,Гагарина, 101 нен от передней кромки до 0,12 хорды элемента, плоское сопло выполнено с высо" той, равной 0,025 хорды элемента, и расположено на расстоянии от переднейкромки элемента, равном 0 73 - ОЯ 2 егохорды.