УЗЕЛ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ, ЗАДАЮЩИЙ ОТВЕРСТИЕ СТРУЙНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ
AERODYNAMIC SURFACE ASSEMBLY DEFINING THE JET IMPACT HOLE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[001] Вариант реализации настоящего изобретения в целом относится к узлу аэродинамической поверхности, в частности, к узлу аэродинамической поверхности, который задает одно или более отверстий оказания струйного воздействия для облегчения активного управления потоком поля обтекания вблизи аэродинамической поверхности.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[002] Аэродинамические поверхности имеют различные применения, например, в закрылках и других управляющих поверхностях воздушного летательного аппарата. При практическом использовании текучая среда протекает по аэродинамической поверхности с созданием поля обтекания. В некоторых случаях поле обтекания, проходящее вблизи аэродинамической поверхности, может быть управляемым образом изменено для изменения рабочих характеристик, обеспечиваемых аэродинамической поверхностью. Например, для аэродинамической поверхности может быть использовано активное управление потоком с впрыскиванием текучей среды или вводом момента в поле обтекания, проходящее вблизи аэродинамической поверхности. Некоторые традиционные формы активного управления потоком включают в себя постоянное поддувание или отсасывание текучей среды, прерывистое поддувание или отсасывание текучей среды и искусственные струи. Активное управление потоком также обеспечивается струйными генераторами, которые создают струи, испускаемые в автоколебательном режиме так, чтобы создавать пространственные и временные колебания. В результате активного управления потоком, поле обтекания изменяют управляемым образом, что соответственно приводит к изменению получаемых рабочих характеристик, обеспечиваемых аэродинамической поверхностью, а так же рабочих характеристик транспортного средства или другой конструкции, в которой выполнена эта аэродинамическая поверхность. В этом отношении, впрыскивание текучей среды или ввод момента в поле обтекания может ослаблять частичный или полный отрыв потока поля обтекания от аэродинамической поверхности, способствуя таким образом улучшению рабочих характеристик.
[003] Активное управление потоком на несущих поверхностях в основном сосредоточено на ослаблении частичного или полного отрыва потока поверх закрылков или секций крыла при срывном обтекании, имеющим место в случае, когда отделяющиеся слои сдвига находятся под определяющим влиянием спутной струи и сильно связаны с ее неустойчивостью, что приводит к номинальному периодическому по времени (nominaily time-periodic) образованию крупных завихрений в виде следа. Таким образом, в известных технических решениях управление отрывом на аэродинамической поверхности и его регулирование обычно основано на проявляемой в узкой полосе восприимчивости отделяющегося потока, находящегося под определяющим влиянием спутной струи, к внешнему исполнительному воздействию на частоте, соответствующей неустойчивости ближнего следа. Это исполнительное воздействие вызывает образуемое наподобие эффекта Коанда отклонение завихрений в следе по направлению к поверхности аэродинамического профиля при срывном обтекании. Альтернативным подходом к уменьшению неустойчивостей, связанных с отрывом потока, отсоединяющегося от общего потока (спутной струи), является изменение видимой аэродинамической формы поверхности, которая приводит к изменению градиента давления вдоль потока перед разделением. При таком подходе на исполнительное воздействие влияют посредством формирования области управляемого взаимодействия для завихренности, захваченной между установленным на поверхности струйным исполнительным механизмом и поперечным потоком поверх аэродинамической поверхности. В соответствии с этим подходом управление обеспечивается с помощью исполнительного воздействия, имеющего частоты, которые по меньшей мере на порядок больше характеристической частоты спутной струи и благодаря этому отделены от неустойчивостей общего потока. Таким образом, в предпочтительном варианте на управление потоком влияние оказывается не только тогда, когда происходит отделение или отрыв базового потока, но и тогда, когда происходит прилипание значительных участков потока, например, во время нахождения в режимах маршевого полета при небольших углах атаки. Однако активное управление потоком, обеспечиваемое струйными генераторами, имеет различные уровни эффективности и результативности, при этом некоторые струйные генераторы имеют относительно большую зону воздействия.
L
[004] Относительно воздушных летательных аппаратов, некоторые воздушные летательные аппараты, такие как некоторые транспортные воздушные летательные аппараты, используют системы увеличения подъемной силы, которые влияют на конструкцию и рабочие характеристики воздушных летательных аппаратов. В этом отношении, на рабочие характеристики, такие как максимальный взлетный вес, требуемая длина взлетно-посадочной полосы и скорости сваливания, оказывают влияние системы увеличения подъемной силы. В течение длительного времени в прошлом системы увеличения подъемной силы включали в себя сложные многоэлементные конструкции со сложными механизмами размещения в необходимом положении, служащими для улучшения рабочих характеристик и эффективности. Хотя в известных технических решениях было достигнуто упрощение систем увеличения подъемной силы, эти системы могут быть дополнительно улучшены с точки зрения веса, количества деталей, затрат на изготовление и/или эффективности в условиях маршевого полета. Таким образом, активное управление потоком рассматривалось в качестве одной из возможностей улучшения рабочих характеристик для увеличения подъемной силы. В этом отношении, активное управление потоком может обеспечить повышенные уровни рабочих характеристик, таких как увеличенный коэффициент C подъемной силы, при одновременном упрощении. Однако остается актуальной задача эффективного и действенного решения проблемы практической реализации активного управления потоком для систем увеличения подъемной силы.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[005] В соответствии с примером варианта реализации изобретения предложен узел аэродинамической поверхности для облегчения управления протеканием по аэродинамической поверхности. Посредством управления протеканием по аэродинамической поверхности, например посредством использования активного управления потоком, может быть ослаблен отрыв потока от аэродинамической поверхности. В дополнение, узел аэродинамической поверхности может обеспечивать управление потоком таким образом, который способствует улучшению других рабочих характеристик, например, увеличению коэффициента подъемной силы.
[006] В одном примере варианта реализации изобретения, раскрыт узел аэродинамической поверхности, который включает в себя аэродинамическую поверхность, определяющую наружную линию формования (outer mold line), по которой должна протекать текучая среда в направлении движения потока. Наружная линия формования определяет плавный контур, прерываемый областью уступа, которая выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией формования спереди по потоку относительно нее. В аэродинамической поверхности образовано отверстие, открытое в область уступа. Узел аэродинамической поверхности в этом примере варианта реализации изобретения также включает в себя нависающий край, проходящий от наружной линии формования аэродинамической поверхности спереди по потоку относительно указанного отверстия. Нависающий край проходит в направлении движения потока и по меньшей мере частично поверх указанного отверстия.
[007] Отверстие согласно примеру варианта реализации изобретения проходит в направлении, имеющем составляющую в направлении движения потока. В одном варианте реализации изобретения, указанное отверстие образует горловину криволинейной формы, которая задает направление потока, постепенно все больше проходящее в направлении движения потока по мере перехода горловины изнутри аэродинамической поверхности по направлению к выходу из указанного отверстия. Нависающий край согласно этому варианту реализации изобретения образует участок горловины указанного отверстия, включающий криволинейную форму указанного отверстия.
[008] Область уступа согласно примеру варианта реализации изобретения плавно переходит в плавный контур наружной линии формования далее по потоку относительно указанного отверстия. Нависающий край согласно примеру варианта реализации изобретения проходит поверх указанного отверстия таким образом, что указанное отверстие не видно, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии формования в области уступа. В одном примере варианта реализации изобретения, в аэродинамической поверхности образовано множество отверстий, располагаемых в линейной группе. Узел аэродинамической поверхности в этом примере варианта реализации изобретения включает в себя множество нависающих краев, при этом каждый нависающий край проходит по меньшей мере частично поверх соответствующего отверстия. Указанное множество отверстий в этом примере варианта реализации изобретения может быть расположено в первой и второй линейных группах, при этом вторая линейная группа выполнена далее по потоку относительно первой линейной группы. Отверстия второй линейной группы могут быть выполнены со смещением в боковом направлении относительно отверстий первой линейной группы.
[009] Узел аэродинамической поверхности согласно примеру варианта реализации изобретения также включает в себя струйный исполнительный механизм, задающий два криволинейных канала, которые проходят от входной области к полости обеспечения взаимодействия, которая сообщается по текучей среде с указанным отверстием. Криволинейные каналы струйного исполнительного механизма могут иметь форму подковы. Узел аэродинамической поверхности в этом примере варианта реализации изобретения также может включать в себя камеру повышенного давления, выполненную проходящей через аэродинамическую поверхность. Входная область струйного исполнительного механизма в этом примере варианта реализации изобретения сообщается по текучей среде с камерой повышенного давления, с тем чтобы принимать текучую среду из камеры повышенного давления, которая затем направляется через указанное отверстие.
[0010] В другом примере варианта реализации изобретения предложен узел аэродинамической поверхности, который включает в себя аэродинамическую поверхность, определяющую наружную линию формования, через которую должна протекать текучая среда в направлении движения потока. Наружная линия формования определяет плавный контур, прерываемый областью уступа, которая выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией формования спереди по потоку относительно нее. В аэродинамической поверхности образовано отверстие, открытое в область уступа. Узел аэродинамической поверхности также включает в себя струйный исполнительный механизм, задающий два криволинейных канала, которые проходят от входной области и которые сообщаются по текучей среде с указанным отверстием с обеспечением возможности прохода текучей среды через криволинейные каналы и выхода через указанное отверстие.
[0011] В струйном исполнительном механизме согласно примеру варианта реализации изобретения дополнительно выполнена полость обеспечения взаимодействия спереди по потоку относительно указанного отверстия. Полость обеспечения взаимодействия выполнена с возможностью приема текучей среды из указанных двух криволинейных каналов и сообщения по текучей среде с указанным отверстием. Криволинейные каналы струйного исполнительного механизма могут иметь форму подковы. Узел аэродинамической поверхности согласно примеру варианта реализации изобретения также включает в себя камеру повышенного давления, выполненную проходящей через аэродинамическую поверхность. Входная область струйного исполнительного механизма сообщается по текучей среде с камерой повышенного давления, с тем чтобы принимать текучую среду из камеры повышенного давления, которая затем направляется через указанное отверстие.
[0012] Указанное отверстие согласно примеру варианта реализации изобретения проходит в направлении, имеющем составляющую в направлении движения потока. В одном примере варианта реализации изобретения указанное отверстие образует горловину криволинейной формы, которая задает направление потока, постепенно все больше проходящее в направлении движения потока по мере перехода горловины изнутри аэродинамической поверхности по направлению к выходу из указанного отверстия. Аэродинамическая поверхность согласно примеру варианта реализации изобретения также включает в себя нависающий край, проходящий от наружной линии формования аэродинамической поверхности спереди по потоку относительно указанного отверстия. Нависающий край проходит в направлении движения потока по меньшей мере частично поверх указанного отверстия. Нависающий край образует участок горловины указанного отверстия, включающий криволинейную форму указанного отверстия. Нависающий край согласно примеру варианта реализации изобретения проходит поверх указанного отверстия таким образом, что указанное отверстие не видно, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии формования в области уступа. Область уступа согласно примеру варианта реализации изобретения плавно переходит в плавный контур наружной линии формования далее по потоку относительно указанного отверстия.
[0013] Настоящее изобретение может охватывать узел аэродинамической поверхности, который может включать в себя аэродинамическую поверхность, определяющую наружную линию формования, по которой должна протекать текучая среда в направлении движения потока, при этом наружная линия формования определяет плавный контур, прерываемый областью уступа, которая выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией формования спереди по потоку относительно нее, причем в аэродинамической поверхности образовано отверстие, открытое в область уступа; и нависающий край, проходящий от наружной линии формования аэродинамической поверхности спереди по потоку относительно указанного отверстия, причем нависающий край проходит в направлении движения потока по меньшей мере частично поверх указанного отверстия. Указанное отверстие может проходить в направлении, имеющем составляющую в направлении движения потока. Указанное отверстие может задавать горловину криволинейной формы, которая задает направление потока, постепенно все больше проходящее в направлении движения потока по мере перехода горловины изнутри аэродинамической поверхности по направлению к выходу из указанного отверстия. Каждая из этих характеристик может обеспечить повышение эксплуатационной эффективности и ремонтопригодности аэродинамической системы увеличения подъемной силы.
Нависающий край может задавать участок горловины указанного отверстия, включающий криволинейную форму указанного отверстия. Область уступа может плавно переходить в плавный контур наружной линии формования далее по потоку относительно указанного отверстия. Нависающий край может проходить поверх указанного отверстия таким образом, что указанное отверстие не видно, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии формования в области уступа. Аэродинамическая поверхность может задавать множество отверстий, располагаемых в линейной группе, при этом узел аэродинамической поверхности содержит множество нависающих краев, и каждый нависающий край проходит по меньшей мере частично поверх соответствующего отверстия. Множество отверстий может быть расположено в первой и второй линейных группах, при этом вторая линейная группа находится далее по потоку относительно первой линейной группы, а отверстия второй линейной группы выполнены со смещением в боковом направлении относительно отверстий первой линейной группы. Узел аэродинамической поверхности также может включать в себя струйный исполнительный механизм, задающий два криволинейных канала, которые проходят от входной области к полости обеспечения взаимодействия, сообщающейся по текучей среде с указанным отверстием. Криволинейные каналы струйного исполнительного механизма могут иметь форму подковы. Аэродинамическая поверхность также может включать в себя камеру повышенного давления, выполненную проходящей через аэродинамическую поверхность, причем входная область струйного исполнительного механизма сообщается по текучей среде с камерой повышенного давления, с тем чтобы принимать текучую среду из камеры повышенного давления, которая затем направляется через указанное отверстие.
[0014] Настоящее изобретение может включать в себя узел аэродинамической поверхности, который может включать в себя аэродинамическую поверхность, определяющую наружную линию формования, по которой должна протекать текучая среда в направлении движения потока, при этом наружная линия формования определяет плавный контур, прерываемый областью уступа, которая выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией формования спереди по потоку относительно нее, причем в аэродинамической поверхности образовано отверстие, открытое в область уступа; и струйный исполнительный механизм, задающий два криволинейных канала, которые проходят от входной области и сообщаются по текучей среде с указанным отверстием с обеспечением возможности прохода текучей среды через криволинейные каналы и выхода через указанное отверстие. В струйном исполнительном механизме дополнительно выполнена полость обеспечения взаимодействия спереди по потоку относительно указанного отверстия, при этом полость обеспечения взаимодействия выполнена с возможностью приема текучей среды из указанных двух криволинейных каналов и сообщения по текучей среде с указанным отверстием. Криволинейные каналы струйного исполнительного механизма могут иметь форму подковы. Узел аэродинамической поверхности также может включать в себя камеру повышенного давления, выполненную проходящей через аэродинамическую поверхность, при этом входная область струйного исполнительного механизма сообщается по текучей среде с камерой повышенного давления, с тем чтобы принимать текучую среду из камеры повышенного давления, которая затем направляется через указанное отверстие. Указанное отверстие может проходить в направлении, имеющем составляющую в направлении движения потока. Указанное отверстие может задавать горловину криволинейной формы, которая задает направление потока, постепенно все больше проходящее в направлении движения потока по мере перехода горловины изнутри аэродинамической поверхности по направлению к выходу из указанного отверстия. Узел аэродинамической поверхности также может включать в себя нависающий край, проходящий от наружной линии формования аэродинамической поверхности спереди по потоку относительно указанного отверстия, при этом нависающий край проходит в направлении движения потока по меньшей мере частично поверх указанного отверстия, и нависающий край образует участок горловины указанного отверстия, включающий криволинейную форму указанного отверстия. Нависающий край может проходить поверх указанного отверстия таким образом, что указанное отверстие не видно, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии формования в области уступа.
[0015] Настоящее изобретение может включать в себя способ улучшения аэродинамических характеристик, который может включать в себя а) создание поля обтекания поверх наружной линии формования аэродинамической поверхности в направлении движения потока, при этом наружная линия формования определяет плавный контур, прерываемый областью уступа, которая выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией формования спереди по потоку относительно нее, в аэродинамической поверхности образовано отверстие, открытое в область уступа; и b) выброс текучей среды через указанное отверстие в поле обтекания, причем выброс текучей среды через указанное отверстие включает в себя направление текучей среды от входной области в два криволинейных канала струйного исполнительного механизма, а криволинейные каналы сообщаются по текучей среде с указанным отверстием таким образом, что текучая среда, проходящая через криволинейные каналы, выходит через указанное отверстие.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0016] После описания, таким образом, в некоторых примерах вариантов реализации настоящего раскрытия в общих понятиях будет сделана ссылка на прилагаемые чертежи, которые необязательно выполнены в масштабе и на которых:
[0017] на ФИГ. 1 показан перспективный вид узла аэродинамической поверхности, который включает в себя множество отверстий, выполненных с возможностью обеспечения активного управления потоком в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия;
[0018] на ФИГ. 2 показан боковой вид в разрезе участка узла аэродинамической поверхности по ФИГ. 1, выполненный по линии 2-2 в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия;
[0019] на ФИГ. 3 показан боковой вид в разрезе аэродинамической поверхности по ФИГ. 1, выполненный по линии 2-2, в котором участок аэродинамической поверхности узла, изображенного на ФИГ. 2, показан размещенным в отношении остальной аэродинамической поверхности в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия;
[0020] на ФИГ. 4 показан вид сверху, изображающий конструкцию струйного исполнительного механизма, располагаемого в аэродинамической поверхности в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия; и
[0021] на ФИГ. 5 показан вид сбоку аэродинамической поверхности, имеющей закрылок на задней кромке и свисающую переднюю кромку, в которой указанное отверстие размещено на изгибе аэродинамической поверхности в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0022] Настоящее раскрытие теперь будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показаны некоторые, но не все аспекты. Действительно, раскрытие может быть реализовано множеством различных форм, и его не следует толковать в качестве ограничения аспектов, приведенных в данном документе. Напротив, эти аспекты приведены для того, чтобы настоящее раскрытие удовлетворяло применимым законодательным нормам. Одинаковые ссылочные номера относятся к одинаковым элементам во всем документе.
[0023] На ФИГ. 1 показан один пример аэродинамической поверхности 10, который может быть выполнен в соответствии с примером варианта реализации настоящего раскрытия. Аэродинамическая поверхность 10 может представлять собой крыло или иную поверхность управления для воздушного летательного аппарата, как, например, показано участком, изображенным на ФИГ. 1. Однако аэродинамическая поверхность 10 может иметь самое разное применение, включая аэродинамические поверхности транспортных средств других типов, а так же конструкций других типов. Далее в целях примера, но без ограничения, на более конкретном примере будет описана аэродинамическая поверхность 10, которая служит в качестве крыла или другой поверхности управления для воздушного летательного аппарата, с приведением частного примера аэродинамической поверхности, предназначенной для воздушного летательного аппарата и выполненной с возможностью реализации системы увеличения подъемной силы, с тем чтобы улучшить рабочие характеристики, такие как максимальный взлетный вес, требуемая длина взлетно-посадочной полосы и скорости сваливания.
[0024] Аэродинамическая поверхность 10 включает в себя наружную линию 12 формования, по которой должна протекать текучая среда в направлении 14 движения потока, например, от передней кромки 16 аэродинамической поверхности к задней кромке 18 аэродинамической поверхности, как задано направлением перемещения аэродинамической поверхности через поле обтекания. Наружная линия 12 формования определяет плавный контур, прерываемый областью 20 уступа, как показано на ФИГ. 1, а также на ФИГ. 2 и 3. Плавный контур, образуемый наружной линией 12 формования, образует плавную криволинейную поверхность без каких-либо острых краев, по меньшей мере вблизи области 20 уступа, таким образом, что эта область приближается к области уступа как с передней, так и с задней по потоку сторон области уступа. Область 20 уступа выполнена заглубленной относительно плавного контура, определяемого наружной линией 12 формования спереди по потоку относительно области уступа, например, в одном примере варианта реализации изобретения, на 0,8 мм. В этом отношении, плавный контур, образуемый этими участками наружной линии 12 формования непосредственно спереди по потоку и далее по потоку относительно области 20 уступа, размещается снаружи области уступа, как показано на ФИГ. 2 прерывистыми продолжающими линиями наружной линии формования. Иными словами, область 20 уступа размещена внутри плавного контура, определяемого в противном случае наружной линией 12 формования в месте расположения области уступа.
[0025] Как показано на ФИГ. 1-3, в аэродинамической поверхности 10 также образовано отверстие 22, открытое в область 20 уступа. В варианте реализации изобретения, изображенном на ФИГ. 1, например, аэродинамическая поверхность 10 включает в себя первую и вторую линейные группы 40, 42 отверстий, как более подробно описано ниже. Отверстие 22 проходит изнутри аэродинамической поверхности 10 к выходу внутри области 20 уступа. Отверстие 22 проиллюстрированного варианта реализации изобретения проходит в направлении, имеющем составляющую в направлении 14 движения потока. В этом отношении, указанное отверстие проходит под углом, с тем чтобы проходить в направлении, имеющем составляющие направления как в направлении, перпендикулярном этому участку аэродинамической поверхности непосредственно спереди по потоку относительно области 20 уступа, так и в направлении 14 движения потока. По существу, указанное отверстие расположено под углом в направлении движения потока. Указанное отверстие может быть расположено под углом так, чтобы задавать различные углы ориентации, при этом отверстие в одном примере варианта реализации изобретения выполнено образующим угол 45° относительно направления 14 движения потока.
[0026] Отверстие 22 согласно примеру варианта реализации изобретения образует горловину криволинейной формы, которая имеет как плавные криволинейные, так и скошенные формы и которая задает направление потока, постепенно все больше проходящее в направлении 14 движения потока по мере перехода горловины изнутри аэродинамической поверхности по направлению к выходу из указанного отверстия. Таким образом, в месте, расположенном возле входа в отверстие 22 в аэродинамической поверхности 10, направление потока, задаваемое осевой линией горловины, может составлять приблизительно 45° относительно направления 14 движения потока. Однако в местах, расположенных ближе к выходу из указанного отверстия 22, направление потока, задаваемое осевой линией горловины, имеет постепенно увеличивающуюся составляющую направления в направлении 14 движения потока и постепенно уменьшающуюся составляющую направления в направлении, перпендикулярном направлению движения потока, таким образом, что после выхода из указанного отверстия направление потока является либо параллельным аэродинамической поверхности 10 непосредственно далее по потоку относительно области 20 уступа, либо имеет очень небольшой угол, например 10° или 5° или менее, относительно аэродинамической поверхности непосредственно далее по потоку относительно области уступа.
[0027] Посредством управляемого направления текучей среды через указанное отверстие 22 с прохождением в поле обтекания непосредственно далее по потоку относительно области 20 уступа, поле обтекания может быть изменено управляемым образом, например, путем ослабления частичного или полного отрыва потока от аэродинамической поверхности 10 далее по потоку относительно области уступа. Для облегчения перехода текучей среды от выхода из указанного отверстия 22, область 20 уступа согласно примеру варианта реализации изобретения плавно переходит в плавный контур наружной линии 12 формования далее по потоку относительно указанного отверстия, например, с заданием плавной кривой между ними. В одном примере варианта реализации изобретения, область 20 уступа задает линейную поверхность далее по потоку относительно указанного отверстия 22, которая плавно переходит в плавный контур наружной линии 12 формования далее по потоку относительно указанного отверстия.
[0028] Как также показано на ФИГ. 2, узел аэродинамической поверхности согласно примеру варианта реализации изобретения включает в себя нависающий край 24. Нависающий край 24 проходит от наружной линии 12 формования аэродинамической поверхности 10 спереди по потоку относительно указанного отверстия 22. Нависающий край 24 проходит в направлении 14 движения потока, с тем чтобы проходить по меньшей мере частично поверх указанного отверстия 22. Как проиллюстрировано, внешняя поверхность нависающего края 24 может проходить с продолжением плавного контура, задаваемого наружной линией 12 формования аэродинамической поверхности 10, чтобы эффективно служить в качестве продолжения наружной линии формования по меньшей мере частично поверх указанного отверстия 22, выполненного открытым через область 20 уступа. Хотя задний по потоку конец нависающего края 24 может представлять собой острый край, задний по потоку конец нависающего края согласно примеру варианта реализации изобретения образован плоской поверхностью, такой как плоская поверхность, имеющая высоту 0,25 мм, что позволит улучшить точность размеров во время процесса изготовления. Внутри нависающий край 24 согласно примеру варианта реализации изобретения образует участок горловины отверстия 22, включающий в себя криволинейную форму указанного отверстия. В этом отношении, внутренняя поверхность нависающего края 24 может иметь плавный переход, например путем задания плавной криволинейной или скошенной внутренней поверхности, от угла, под которым отверстие 22 проходит изнутри аэродинамической поверхности 10 к углу, постепенно все больше проходящему в направлении 14 движения потока по мере приближения горловины к выходу из указанного отверстия. Хотя скошенная внутренняя поверхность нависающего края 24 может задавать различные углы в отношении наружной линии 12 формования вблизи области 20 уступа, скошенная внутренняя поверхность нависающего края в некоторых примерах вариантов реализации изобретения может задавать угол 26°, 37° или 45°.
[0029] Нависающий край 24 может проходить частично поверх указанного отверстия 22, которое открыто через область 20 уступа. Однако нависающий край 24 согласно примеру варианта реализации изобретения проходит поверх отверстия 22 таким образом, что указанное отверстие не видно, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии 12 формования в области 20 уступа. Вместо этого, плавный переход направления потока, заданного горловиной отверстия 22, делает так, что выход из указанного отверстия обращен в направлении 14 движения потока и либо не видим, либо видим только частично, если смотреть в направлении, перпендикулярном наружной линии 12 формования, в результате выступания нависающего края поверх указанного отверстия.
[0030] Как показано на ФИГ. 4, на котором изображена внутренняя часть аэродинамической поверхности 10, узел аэродинамической поверхности согласно примеру варианта реализации изобретения также включает в себя один или более струйных исполнительных механизмов 23 (три из которых показаны на ФИГ. 4). Струйный исполнительный механизм 23 обеспечивает протекание текучей среды через указанное отверстие 22 в поле обтекания, проходящее по аэродинамической поверхности 10 (например, в направлении, входящем по существу в страницу на ФИГ. 4). Как описано ниже, струйный исполнительный механизм 23 согласно примеру варианта реализации изобретения выполнен с возможностью создания собственных колебаний текучей среды таким образом, что текучая среда, выходящая из отверстия 22, создает колебания в поперечном направлении, назад и вперед в направлении размаха крыла по ширине выхода из указанного отверстия так, как показано двухсторонними стрелками 25 на ФИГ. 4. Собственные колебания текучей среды обеспечивают техническое преимущество, состоящее в улучшении аэродинамических характеристик за счет дополнительного облегчения управляемого взаимодействия текучей среды, выходящей из указанного отверстия, с полем текучей среды. Струйный исполнительный механизм 23 может заставлять текучую среду совершать колебания в направлении 25 размаха крыла с различными частотами, например, в одном примере варианта реализации изобретения, с частотой 6 кГц. В результате достаточной высокой частоты колебаний, создаваемых исполнительным механизмом, колебания, вызываемые этим струйным исполнительным механизмом 23 в поле текучей среды, отделены от неустойчивости ближнего следа аэродинамической поверхности 10. В одном примере варианта реализации изобретения частота колебаний, создаваемых исполнительным механизмом 23, по меньшей мере в десять раз больше, чем характеристическая частота потоковой структуры, которой необходимо управлять, что, в свою очередь, может быть определено с помощью характеристической длины и скорости, например, хорды аэродинамического профиля и воздушной скорости набегающего невозмущенного потока.
[0031] В струйном исполнительном механизме 23 согласно примеру варианта реализации изобретения, изображенного на ФИГ. 4, выполнено два криволинейных канала 26. Криволинейные каналы 26 могут быть заданы, по меньшей мере частично, дугообразным, например криволинейным, устройством 27 отвода или блокирования которое заставляет текучую среду, поступающую в каналы, следовать по криволинейной траектории относительно устройства отвода или блокирования. Каждый канал 26 может иметь одинаковый размер и форму по отношению к другим каналам, и каждый канал может быть выполнен изогнутым или криволинейным на одинаковую величину относительно осевой линии 28, проходящей между каналами, одна из которых изображена на ФИГ. 4. Изгиб или криволинейность каналов 26 проходит в противоположных направлениях от осевой линии 28, как показано на ФИГ. 4. По существу, криволинейные каналы 26 струйного исполнительного механизма 23 образуют форму подковы с парой каналов, задающих U-образное раскрытие по направлению к наружной линии формования аэродинамической поверхности 10. Хотя в настоящем документе показаны и описаны два криволинейных канала 26 в проиллюстрированном варианте реализации изобретения, струйный исполнительный механизм 23 может включать в себя дополнительные криволинейные каналы в других примерах вариантов реализации изобретения.
[0032] Криволинейные каналы 26 проходят от входной области 30 к полости 32 обеспечения взаимодействия. Входная область 30 сообщается по текучей среде с обоими каналами 26, например, на конце каналов, на котором каналы соединяются с получением U-образной формы. Полость 32 обеспечения взаимодействия сообщается по текучей среде с указанным отверстием 22, например, посредством выполнения непосредственно спереди по потоку относительно указанного отверстия исходя из направления, в котором текучая среда протекает через криволинейные каналы 26. Подобно каналам 26 и устройству 27 отвода или блокирования, полость 32 обеспечения взаимодействия также выполнена криволинейной. По существу, в одном примере варианта реализации изобретения струйный исполнительный механизм 23, включающий каналы 26, устройство 27 отвода или блокирования и полость 32 обеспечения взаимодействия выполнены криволинейными.
[0033] Текучая среда входит в криволинейные каналы 26 через входную область 30. В одном примере варианта реализации изобретения узел аэродинамической поверхности включает в себя камеру 34 повышенного давления, такую как камера повышенного давления, выполненную внутри аэродинамической поверхности 10 и проходящую через нее, как показано на ФИГ. 3, на которой струйный исполнительный механизм по ФИГ. 2 размещен с учетом аэродинамической поверхности. В этом примере варианта реализации изобретения входная область 30 струйного исполнительного механизма сообщается по текучей среде с камерой 34 повышенного давления так, чтобы принимать текучую среду из камеры повышенного давления, которая затем направляется через указанное отверстие 22. По существу, текучая среда может быть направлена через камеру 34 повышенного давления и, в свою очередь, во входную область 30 струйного исполнительного механизма. Текучая среда, принимаемая входной областью 30 струйного исполнительного механизма, разделяется и протекает через два криволинейных канала 26 перед объединением в полости 32 обеспечения взаимодействия, а затем проходит через горловину отверстия 22 перед выбрасыванием через выход из указанного отверстия таким образом, чтобы взаимодействовать с полем обтекания далее по потоку относительно области 20 уступа.
L
[0034] Текучая среда входит в полость 32 обеспечения взаимодействия из криволинейных каналов 26 через соответствующие расположенные под углом входные отверстия 33. Каждый канал двух криволинейных каналов 26 сообщается с соответствующим расположенным под углом входным отверстием 33. Каждое расположенное под углом входное отверстие 33 вводит текучую среду в полость 32 обеспечения взаимодействия с составляющими направления, проходящими вверх (согласно ориентации по ФИГ. 4) по направлению к отверстию 22 и внутрь по направлению к осевой линии 28. В результате рекомбинации текучей среды, которая протекает через два криволинейных канала 26 в полости 32 обеспечения взаимодействия, включающей в себя рекомбинацию текучей среды, имеющей составляющие направления, которые проходят внутрь от расположенных под углом входных отверстий 33 в направлении осевой линии 28 с противоположных направлений, текучая среда, которая проходит через отверстие 22 и выходит из него, создает колебания, например, в поперечном направлении, перпендикулярном направлению протекания текучей среды. Эти колебания текучей среды, которая выходит из отверстия 22 и взаимодействует с полем обтекания, обеспечивает большую управляемость поля обтекания и улучшает рабочие характеристики, связанные с системами увеличения подъемной силы, такие как улучшенный коэффициент C подъемной силы. В этом отношении, текучая среда, выходящая из отверстия 22, приводит к увеличению протяженности прилипания потока вдоль аэродинамической поверхности 10 и, таким образом, увеличению отсасывания, приводящему к увеличению подъемной силы.
[0035] Область 20 уступа и, следовательно, отверстие 22 могут быть расположены в различных местах по всей наружной линии 12 формования аэродинамической поверхности 10. Один пример места расположения указанного отверстия относительно аэродинамической поверхности 10 рассматривается в контексте аэродинамической поверхности, включающей в себя изгиб, в котором аэродинамическая поверхность имеет более резкое изменение направления, чем другие участки той же самой аэродинамической поверхности. В этом отношении, на ФИГ. 5 показан пример аэродинамической поверхности 10 в форме поверхности 50, служащей для управления воздушным летательным аппаратом и имеющей свисающую переднюю кромку 52 и закрылок 54 на задней кромке с изгибом 56, образуемым между закрылком на задней кромке и участком поверхности управления воздушного летательного аппарата спереди по потоку относительно закрылка на задней кромке с углом отклонения, например, между 20° и 40°. В одном примере варианта реализации изобретения область 20 уступа и отверстие 22, которое открыто через область уступа, расположены совпадающими с изгибом, образуемым поверхностью 50 управления воздушного летательного аппарата. В отношении поверхности 50 управления для воздушного летательного аппарата по ФИГ. 5, имеющей свисающую переднюю кромку 52 и закрылок 54 на задней кромке, область 20 уступа и открытое через него отверстие 22 могут быть расположены на изгибе 56, в котором закрылок на задней кромке соединяется с остальной поверхностью управления воздушного летательного аппарата спереди по потоку относительно закрылка на задней кромке. Текучая среда, выходящая из отверстия 22 на изгибе 66, может задавать угол наклона, такой как угол наклона между 26° и 37° относительно касательной к местной поверхности.
L
[0036] Место расположения отверстия 22 на изгибе 56 аэродинамической поверхности 10 обеспечивает технические преимущества, заключающиеся в том, что поток, выходящий из указанного отверстия и смешивающийся с полем обтекания вблизи аэродинамической поверхности, создает возле изгиба пик отсасывания и управляемым образом изменяет поле обтекания и положительным образом влияет на рабочие характеристики аэродинамической поверхности. В частности, поток, выходящий из отверстия 22, создает концентрации завихренности возле изгиба 56, что приводит к образованию области сильного низкого давления, вызывающей явление, схожее с эффектом Коанда, при котором поток отклоняется вдоль поверхности закрылка 54 на задней кромке, что приводит к увеличению протяженности прилипания потока и увеличению подъемной силы. Этот технический результат прежде всего достигается благодаря отверстию 22, размещенному непосредственно спереди по потоку относительно точки отделения, поскольку отверстие, размещенное далее по потоку относительно точки отделения, менее эффективно для улучшения рабочих характеристик. Поток, выходящий из отверстия 22, благодаря этому обеспечивает лучшее отсасывание вдоль поверхности 50 управления воздушного летательного аппарата, а также увеличивает отсасывание вдоль закрылка 54 на задней кромке, что приводит к более высокому коэффициент C подъемной силы. Увеличение коэффициента подъемной силы сопровождается увеличением сопротивления давления вследствие добавленного сопротивления, вызываемого подъемной силой, вместе с дополнительным направленным вниз моментом тангажа.
[0037] В одном примере варианта реализации изобретения в аэродинамической поверхности 10 образовано множество отверстий 22. В одном примере варианта реализации изобретения указанное множество отверстий 22 расположено в линейной группе, такой как линейная группа, проходящая перпендикулярно, например в поперечном направлении, относительно направления 14 движения потока, определяемого потоком текучей среды по аэродинамической поверхности, как показано на ФИГ. 1. Узел аэродинамической поверхности в этом примере варианта реализации изобретения также включает в себя множество нависающих краев 24. Каждый нависающий край 24 проходит по меньшей мере частично поверх соответствующего отверстия 22, как описано выше в отношении одного отверстия и его соответствующего нависающего края. Кроме того, в каждое отверстие 22 может подаваться текучая среда, обеспечиваемая соответствующим струйным исполнительным механизмом, как описано выше в отношении варианта реализации изобретения по ФИГ. 4, таким образом, что текучая среда, выходящая из указанного отверстия, управляемым образом смешивается с полем обтекания далее по потоку от указанного отверстия. Поскольку аэродинамическая поверхность 10 в этом примере варианта реализации изобретения включает в себя множество отверстий 22, например множество отверстий, расположенных в линейных группах, результирующее воздействие на поле обтекания представляет собой совокупный эффект текучей среды, выходящей из указанного множества отверстий с полем обтекания, благодаря чему обеспечивается более сильное воздействие на поле обтекания и большая управляемость полем обтекания и соответствующими рабочими характеристиками, за которые отвечает аэродинамическая поверхность.
L
[0038] Отверстия 22, образованные аэродинамической поверхностью 10, в некоторых примерах вариантов реализации изобретения расположены в виде множества линейных групп, например двух, трех или более линейных групп. Например, указанное множество отверстий 22 может быть расположено в первой и второй линейных группах 40, 42, как показано на ФИГ. 1. Линейные группы могут иметь различную конфигурацию, однако в одном примере варианта реализации изобретения каждая линейная группа имеет семьдесят отверстий, каждое из которых отделено от соседних отверстий на 7 мм. Вторая линейная группа 42 находится далее по потоку относительно первой линейной группы 40. В дополнение, отверстия 22 второй линейной группы 42 выполнены со смещением в боковом направлении, например уступами, относительно отверстий первой линейной группы 40, как показано на ФИГ. 1, для того чтобы ослабить взаимное влияние линейных групп. Например, каждое из отверстий 22 второй линейной группы 42 могут быть размещены в средней точке между парой отверстий первой линейной группы 40. Благодаря использованию множества отверстий 22 и упорядочиванию этих отверстий в линейной группе, такой как первая и вторая расположенные с уступом линейные группы 40, 42, текучая среда, выходящая из соответствующих отверстий, взаимодействует с полем обтекания на большем участке аэродинамической поверхности 10 с обеспечением в результате этого большей управляемости полем обтекания далее по потоку относительно отверстий и дополнительного улучшения рабочих характеристик, включая улучшение рабочих характеристик, относящихся к коэффициенту C подъемной силы. Помимо различного расположения, каждое из отверстий и соответствующий нависающий край линейной группы (линейных групп) могут быть структурированы идентичным образом, как описано выше.
[0039] Узел аэродинамической поверхности примеров вариантов реализации изобретения, описанный выше, обеспечивает улучшенные аэродинамические характеристики посредством облегчения управления протеканием по аэродинамической поверхности 10. Посредством управления протеканием по аэродинамической поверхности 10, например, посредством использования активного управления потоком, может быть ослаблен частичный или полный отрыв потока от аэродинамической поверхности, улучшая таким образом аэродинамические характеристики. Как также описано выше, узел аэродинамической поверхности согласно примеру варианта реализации изобретения обеспечивает управление потоком таким образом, который способствует улучшению других рабочих характеристик, таких как увеличенный коэффициент подъемной силы.
[0040] Многие модификации и другие аспекты раскрытия, изложенные в настоящем документе, будут очевидными для специалистов в области техники, к которой относится настоящее раскрытие, с получением преимущества согласно теоретическим положениям, представленным в вышеприведенных описаниях и соответствующих чертежах. Например, струйные исполнительные механизмы 23 описаны и проиллюстрированы в предыдущих примерах вариантов реализации изобретения как выполненные встроенными в одно место, расположенное вдоль аэродинамической поверхности 10. Однако струйные исполнительные механизмы 23 вместо этого могут быть встроены в множество мест и/или в другое место, расположенное вдоль аэродинамической поверхности 10, в соответствии с другими примерами вариантов реализации настоящего раскрытия. В связи с этим, следует отметить, что раскрытие не ограничено конкретными раскрытыми аспектами и что модификации и другие аспекты следует считать включенными в объем прилагаемой формулы изобретения. Хотя в настоящем раскрытии использованы конкретные термины, данные термины использованы только в общем и описательном смысле, а не в целях ограничения.