СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОТОКОМ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПЛАЗМЕННОГО АКТУАТОРА И СПОСОБ ЕЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОТОКОМ, ОБТЕКАЮЩИМ ОРУЖЕЙНЫЙ ОТСЕК ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ПОДВИЖНОГО НОСИТЕЛЯ
FLOW CONTROL SYSTEM WITH PLASMA ACTUATOR, METHOD OF ITS USE FOR CONTROL FLOWING OVER HIGH-SPEED CARRIER WEAPONS COMPARTMENT

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ
Настоящая заявка связана общей тематикой с заявками на патент США №11/753857 (реестр Boeing №07-0456) и №11/753876 (реестр Boeing №06-0438), поданными 25 мая 2007 года.
Настоящее изобретение также связано общей тематикой с заявкой на патент США №11/403252, поданной 12 апреля 2006 года и уступленной компании Boeing.
Указание каждой из этих ссылок подразумевает включение содержания соответствующей заявки в настоящее описание.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к плазменным актуаторам и более конкретно к системе и способу, использующими по меньшей мере один плазменный актуатор для улучшения акустики оружейного отсека высокоскоростного подвижного носителя при открытой створке его люка, а также для улучшения отделения от подвижного носителя боевых средств, выпускаемых из оружейного отсека путем изменения потока пограничного слоя вдоль отсека вооружения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Положения, изложенные в этом разделе, представляют только предпосылки создания изобретения и могут не раскрывать уровня техники.
Чтобы отвечать множеству современных требований к летным качествам, авиационные подвижные носители, например военные самолеты с реактивными двигателями, часто имеют разнообразные и высокоинтегрированные конструкции. Такие конструкции могут включать внутренние оружейные отсеки, которые обычно расположены в нижней части фюзеляжа самолета. Когда боевые средства, расположенные в оружейном отсеке, выпускают из самолета, обычно открывают одну шарнирно установленную створку люка или две шарнирно установленные створки люка, после чего выпускают боевые средства. Однако из-за высоких скоростей, на которых действуют многие реактивные самолеты при выпускании боевых средств из оружейного отсека, воздушный поток сдвигового слоя, протекающий вдоль оружейного отсека, может создать высокие уровни акустических колебаний и помешать выпуску боевых средств, пока двери отсека открыты. По существу имеет место изменяющийся со временем отрыв сдвигового слоя от переднего края оружейного отсека и вхождение этого слоя в отсек с образованием таким образом сильного акустического шума и нагрузки. Положение осложняется тем, что существующие боевые средства обычно подготовлены к предельным условиям, которые могут быть недостаточными для боевого развертывания из внутреннего оружейного отсека самолета. Модификация или переподготовка боевых средств обычно невозможна.
Обычно чтобы пассивно противостоять высоким уровням акустических колебаний, возникающим в оружейном отсеке, и улучшить характеристики отделения от самолета боевого средства на фюзеляже самолета снаружи перед оружейным отсеком размещают интерцептор потока. Интерцептор отклоняет надвигающийся воздушный поток и гасит или уменьшает интенсивность волн давления в отсеке вблизи отверстия в фюзеляже. Этот пассивный подход обычно ограничен оптимальными летными качествами, необходимыми для выполнения полета в ограниченном диапазоне эксплуатационных режимов полета, то есть в заданном диапазоне скоростей самолета. Механический интерцептор потока обычно требует наличия механических соединений и электромеханических и/или гидравлических приводов, которые могут существенно увеличивать массу, сложность и затраты полного срока эксплуатации летательного аппарата.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к системе и способу, которые для того, чтобы изменить путь воздушного потока вблизи выемки, используют по меньшей мере один плазменный актуатор, расположенный на поверхности подвижного носителя так, что исходя из направления свободного воздушного потока вдоль подвижного носителя он находится перед выемкой в нем. Система может быть использована на подвижном носителе любого вида с отверстием или выемкой любого вида, или потенциально везде, где необходимо отклонить свободный поток, протекающий вдоль подвижного носителя. Ожидается, что система может быть особенно полезна на военных самолетах для изменения свободного воздушного потока с целью уменьшения интенсивности акустических волн давления в оружейном отсеке самолета при открытой створке (открытых створках) люка оружейного отсека.
В одном из вариантов реализации настоящего изобретения плазменный актуатор расположен перед передним краем оружейного отсека самолета. Приведение в действие плазменного актуатора посредством электрического сигнала вызывает ионизацию молекул воздуха в пограничном слое свободного воздушного потока, обтекающего актуатор. Это также приводит к возникновению электрического поля, создаваемого в области, смежной с актуатором, которое действует на ионизированный воздух, создавая вынужденный поток, направленный в противоположную сторону по отношению к направлению свободного воздушного потока. Это в свою очередь приводит к отклонению свободного воздушного потока от оружейного отсека. Отклонение свободного воздушного потока помогает значительно уменьшать акустические волны давления, которые в противном случае возникают из сдвигового слоя, проходящего вдоль оружейного отсека и закручиваемого в него. Сокращение акустических волн давления способствует снижению уровней акустических колебаний в оружейном отсеке и улучшению характеристик отделения от самолета средств поражения или боеприпасов, выпускаемых из оружейного отсека.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Чертежи, описанные здесь, приведены исключительно с целью иллюстрации и не служат цели ограничения объема настоящего изобретения любым образом.
Фиг.1 изображает вид сбоку одного из вариантов реализации системы управления полетом, предназначенной для использования на поверхности Коанда крыла самолета, на которой расположены плазменные актуаторы;
фиг.1А изображает вид в перспективе части крыла, представленного на фиг.1, содержащего разделенные промежутками ряды плазменных актуаторов, представленных на фиг.1;
фиг.2 изображает увеличенный вид сбоку одного из плазменных актуаторов, представленных на фиг.1;
фиг.3 изображает вид сбоку крыла, представленного на фиг.1, иллюстрирующий вид потока в пограничном слое, когда ни один из плазменных актуаторах не приведен в действие;
фиг.4 изображает крыло, представленное на фиг.1, на нижней поверхности которого в действие приведен по меньшей мере один плазменный актуатор, и в результате измененен поток в пограничном слое вдоль поверхности Коанда, и соответственно изменены циркуляция и линии обтекания сечения крыла, а именно потока в следе отклонен вверх;
фиг.5 изображает крыло, представленное на фиг.1,на верхней поверхности которого приведен в действие по меньшей мере один плазменный актуатор, и в результе изменен поток в пограничном слое вдоль поверхности Коанда и соответственно изменены циркуляция и линии обтекания сечения крыла, а именно поток в следе отклонен вниз;
фиг.6 изображает вид крыла, представленного на фиг.1, и поток в пограничном слое при его отрыве от крыла, когда в действие приведен по меньшей мере один актуатор соответственно на верхней и на нижней поверхности, так что существенные изменения потока в следе отсутствуют;
фиг.7 иллюстрирует, как двухрежимные плазменные актуаторы могут быть использованы на поверхности Коанда;
фиг.8 более подробно изображает один из двухрежимных плазменных актуаторов, размещенных по кругу, как показано на фиг.7, первый и третий электроды которого соединены с источником напряжения переменного тока, чтобы создать поток, который препятствует отрыву пограничного слоя, притягивая его к поверхности; а
фиг.9 изображает двухрежимный плазменный актуатор, который представлен на фиг.8 и второй и третий электроды которого соединены с источником напряжения переменного тока, чтобы создать поток, который способствует потоку пограничного слоя в противоположном направлении;
фиг.10 изображает вид снизу подвижного носителя, в данном примере самолета, и иллюстрирует другую систему управления потоком в соответствии с настоящим изобретением, используемую для отклонения сдвигового слоя от оружейного отсека самолета;
фиг.11 изображает вид сбоку части фюзеляжа самолета, изображенного на фиг.10, иллюстрирующий путь воздушного потока вдоль оружейного отсека при открытых створках люка оружейного отсека; и
фиг.12 изображает вид сбоку самолета, изображенного на фиг.11, иллюстрирующий действие плазменных актуаторов при отклонении сдвигового слоя от оружейного отсека при открытых створках люка оружейного отсека.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеследующее описание носит исключительно иллюстративный характер и не имеет целью ограничить настоящее изобретение, его применение или использование.
На фиг.1 изображена управляющая система 10 для управления потоком, используемая на крыле 14 подвижного носителя 12. В этом примере подвижный носитель 12 представляет собой самолет и для удобства обозначен в нижеследующем описании "самолет 12". Однако следует отметить, что использование настоящего изобретения не ограничено только авиационными крылатыми подвижными носителями, такими как самолет коммерческой авиации или военный самолет, но равно применимо к беспилотным летательным аппаратам, ракетам, винтокрылам, наземным транспортным средствам и даже высокоскоростным морским судам.
Система 10, изображенная на фиг.1, использует плазменные актуаторы 16, которые расположены на поверхности 18 Коанда крыла 14 на некотором расстоянии друг от друга. На чертеже показаны только четыре актуатора 16, однако может быть использовано большее или меньшее их количество в зависимости от области применения. В этом примере два плазменных актуатора 16а и 16b расположены на верхней половине поверхности 18 Коанда, а два дополнительных плазменных актуатора 16с и 16а расположены на нижней половине поверхности Коанда. Следует отметить, что поверхность 18 необязательно связана с крылом самолета, но вместо этого может быть связана с любым компонентом, например с задним спойлером наземного транспортного средства. Если плазменные актуаторы установлены на вертикальном хвостовом оперении самолета или другого подвижного носителя, то следует понимать, что вместо выражений "верхняя половина" и "нижняя половина" могут быть употреблены выражения "левая половина" и "правая половина". Кроме того, на практике во многих случаях может потребоваться, чтобы актуаторы 16а, 16b, 16с и 16d были расположены вдоль размаха крыла 14 или иной аэродинамической поверхности. Пример такого расположения показан на фиг.1А. Точное размещение актуаторов 16 может быть различным в зависимости от требований, соответствующих конкретной области применения. Например, возможно также расположение актуаторов 16, при котором их длинные оси расположены поперек размаха крыла, а большинство актуаторов выстроены вдоль размаха крыла, чтобы обеспечить управление отрывом с использованием когерентного завихрения.
С каждым актуатором 16соединены управляющее устройство 20 и высоковольтный источник 22 напряжения переменного тока. Устройство 20 независимо управляет подачей высоковольтного сигнала, предпочтительно от около 3000 вольт переменного тока до около 20000 вольт переменного тока и выше, на каждый актуатор 16. Приведение в действие любого из актуаторов 16 вызывает ионизацию воздуха вблизи него в области, прилегающей к внешнему участку 18а поверхности 18. Создаваемое при этом электрическое поле прямо пропорционально величине поданного напряжения переменного тока. Это электрическое поле действует на ионизированный воздух, создавая на приведенном в действие актуаторе 16 вынужденный поток, который стремится притянуть пограничный слой к поверхности 18 при его обтекании этой поверхности. Это препятствует отрыву пограничного слоя от поверхности 18.
На фиг.2 один из актуаторов 16а показан более подробно. Аналогичный актуатор также описан в совместно рассматриваемой заявке США №11/403252, поданной 12 апреля 2006 года и уступленной компании Boeing. Вкратце, актуатор 16а содержит первый электрод 24 и второй электрод 26, разделенные диэлектрическим материалом 28. Материал 28 может формировать отдельный слой, расположенный между электродами 24 и 26, как показано на фиг.2. Предпочтительно электроды 24 и 26 закреплены в углублениях во внешней поверхности 18а поверхности 18 Коанда, чтобы не нарушать ее гладкий поверхностный контур. Однако также возможно закрепление по меньшей мере первого электрода 24 непосредственно на поверхности Коанда. Если первый электрод 24 закреплен непосредственно на поверхности 18 Коанда, материал 28 обычно не обволакивает его полностью. Далее, актуаторы 16 размещены на поверхности 18 таким образом, что второй электрод 26, исходя из направления потока в пограничном слое, расположен за первым электродом 24.
Источник 22 соединен с устройством 20 и электродом 26 и расположен между ними. Между источником 22 и электродом 24 установлен выключатель 30, который может представлять собой полупроводниковый или электромеханический выключатель, приводимый в действие соответствующим электрическим сигналом. По сути может быть использован выключатель любого вида, подходящий для использования в каждом конкретном случае.
При замыкании устройством 20 выключателя 30 высоковольтный сигнал переменного тока, подаваемый на электроды 24 и 26 и составляющий обычно по меньшей мере около 3000 вольт, вызывает ионизацию воздуха вблизи электродов 24 и 26 и в области, непосредственно прилегающей к внешней поверхности 18а поверхности 18 Коанда. Между электродами 24 и 26 также возникает электрическое поле. Это электрическое поле действует на ионизированный воздух, вызывая поток 32 в области, непосредственно прилегающей к внешней поверхности 18а, который протекает от первого электрода 24 по внешней поверхности 18а и по второму электроду 26. Вынужденный поток 32 способствует оттягиванию потока в пограничном слое вниз к внешней поверхности 18а, что препятствует началу отрыва пограничного слоя от поверхности 18 Коанда.
Особенности конструкции электродов 24 и 26 можно значительно варьировать для использования в каждом конкретном случае. Электроды 24 и 26 могут быть выполнены из любого проводящего материала. Больше всего подходит медь. Электроды 24 и 26 могут быть выполнены в виде тонких полос, например полос фольги, и могут иметь обычную толщину порядка 0,001-0,005 дюйма (0,0254-0,127 мм). Длина и ширина каждого электрода 24 и 26 могут быть изменены в каждом конкретном случае, но предположительно во многих случаях при использовании в самолетах размеры каждого электрода могут обычно быть порядка 1-20 дюймов (2,54 см - 50,08 см) в длину и 0,12-0,20 дюймов (3-5 мм) в ширину.
Материал 28 может включать любой подходящий диэлектрический материал, например кварц или диэлектрические материалы KAPTON или TEFLON. Другие диэлектрические материалы также могут подходить для использования, и использование конкретного диэлектрического материала может быть обусловлено требованиями конкретной области применения. Предпочтительно материал 28 обеспечивает между первым и вторым электродами 24 и 26 соответственно слой толщиной приблизительно от 0,005 дюйма до 1,0 дюйма (0,127-25,4 мм).
L
M
С помощью фиг.3-6 описано влияние на поток в пограничном слое выборочного приведения в действие различных актуаторов 16. На фиг.3 показаны линии 36 и 38 обтекания верхней и нижней поверхностей при обтекании поверхности 18, когда ни один из актуаторов 16 (не показаны) не приведен в действие. На этом чертеже дифференциальный коэффициент подъемной силы (ΔC), создаваемый системой 10, равен дифференциальному коэффициенту продольного момента (ΔC), создаваемому этой системой, и они оба равны нулю.
L
M
На фиг.4 изображены приведенные в действие актуаторы 16с и 16d, расположенные на нижней половине поверхности 18, в то время как актуаторы 16а и 16b, расположенные на верхней ее половине, обесточены. Это создает отрицательный коэффициент подъемной силы (-ΔC) и положительный продольный момент (+ΔC), направленный в соответствии с стрелкой 40. Линия 42 обтекания показывает, что актуаторы 16с и 16d немного изменили поток пограничного слоя с изменением его отрыва от поверхности 18. Примечательно, что часть 36а линии 36 обтекания немного более приподнята, чем изображенная на фиг.3.
L
M
На фиг.5 приведены в действие актуаторы 16а и 16b, в то время как актуаторы 16с и 16d обесточены. Это создает положительный коэффициент подъемной силы (+ΔC) и отрицательный продольный момент (-ΔC), обозначенный стрелкой 46 линии обтекания. Линия 42 обтекания показывает, что актуаторы 16а и 16b воспрепятствовали началу отрыва пограничного слоя, и линии 36a и 38а обтекания изменены и направлены немного вниз.
Фиг.6 иллюстрирует поведение потока, когда приведены в действие все актуаторы 16. В этом примере отрыв спутной струи сокращен, и таким образом уменьшено аэродинамическое сопротивление крыла 14, но без изменения продольного момента или подъемной силы.
Система 10 может быть применена во многих областях, таких как самолеты коммерческой авиации и военные самолеты, беспилотные летательные аппараты и ракеты. Преимущества указанной системы также могут быть реализованы при ее использовании на различных аэродинамических поверхностях моторных наземных транспортных средств, например легковых и грузовых автомобилей.
Система 10 обеспечивает бесшарнирное управление по углу рысканья для самолетов типа "летающее крыло" посредством создания асимметричного аэродинамического сопротивления. Асимметричное аэродинамическое сопротивление создают путем управления отрывом спутного следа аэродинамической поверхности при управлении циркуляцией или создания вдоль размаха крыла разности между положительными и отрицательными циркуляционными приращениями, которые дают увеличенное наведенное аэродинамическое сопротивление, не сопровождаемое изменением продольного момента или подъемной силы.
Система 10 обеспечивает бесшарнирное аэродинамическое управление для улучшения аэродинамики и упрощения конструкции. Аэродинамика улучшена благодаря устранению элевона и отверстий под осий шарниров на крыльях и аналогичных аэродинамических поверхностях. Упрощение конструкции достигнуто благодаря увеличению размеров кессона крыла, что привело к уменьшению массы, исключило массивный и сложный механический привод, увеличило внутренний объем крыла, который можно использовать под топливо и т.д.
Система 10 может упростить системы с большой подъемной силой для самолетов, особенно для транспортных самолетов коммерческой авиации, оборудованных чрезвычайно сложными многоэлементными закрылками, чтобы улучшить их летные качества на низких скоростях при уменьшении стоимости, массы и сложности. Система 10 может быть использована для замены триммеров на рулях поворота или рулях высоты самолетов коммерческой авиации с устранением механически сложных вторичных подвижных поверхностей на первичных управляющих плоскостях. Использование системы 10 может обеспечить более высокие скорости управления (управляющее устройство с высокой пропускной способностью), чем обычные исполнительные органы на подвижной поверхности, поскольку система 10 ограничена только конвекционной скоростью свободного потока текучей среды, а не скоростью механического перемещения откидных исполнительных органов. Это позволяет управлять неустойчивыми летательными аппаратами, улучшая их маневренность и летные качества. Система 10, описанная здесь, обеспечивает дешевую конструкцию крыла уменьшенной сложности, что особенно эффективно для тонких, складных крыльев (ракеты или малые беспилотные летательные аппараты), управляющие плоскости которых трудно интегрировать при использовании традиционных подходов из-за сложности установки управляющего привода. Система также применима для нелетательных транспортных средств, например в качестве вспомогательного аэродинамического тормоза полуприцепов, приводимого в действие посредством выключения привода, предназначенного для снижения донного сопротивления трейлера, или для управления сцеплением с дорогой посредством создания силы, направленной вниз, если поверхность Коанда установлена по периметру рамы трейлера.
Система 10, как ожидается, также увеличит время полета для выполнения задания или дальность полета в результате обеспечения конструктивно и аэродинамически более эффективных средств управления авиационным подвижным носителем. Дополнительная гибкость конструкции также обеспечена новым аппаратным выполнением управляющих устройств, особенно для самолетов типа «летающее крыло» или летательных аппаратов со складными аэродинамическими поверхностями. Увеличение скорости управляющего привода также может быть реализовано с уменьшением общей сложности.
На фиг.7 изображена еще одна система 100 в соответствии с настоящим изобретением, которая использует двухрежимные актуаторы 102 интегрированные в поверхность 18 Коанда крыла 14. Система 100 отличается от системы 10, изображенной на фиг.1 и 1А, тем, что в ней использованы двухрежимные актуаторы 102. Актуаторы 102 подробно описаны в одновременно рассматриваемой заявке №11/753876 (реестр Boeing №06-0438; реестр HDP 7784-001061), которая включена в настоящее описание. В этом примере два двухрежимных плазменных актуатора 102а и 102b расположены на верхней половине поверхности 18 крыла 14. Еще два актуатора 102с и 102d расположены на нижней половине. Как и в системе 10, описанной со ссылкой на фиг.1, двухрежимные актуаторы 102 могут быть расположены на расстояниях друг от друга вдоль размаха крыла вдоль поверхности 18 Коанда. Конкретное количество, интервал при размещении и схему размещения используемых актуаторов 102 можно изменять в зависимости от потребностей конкретного применения.
Изображенные на фиг.8 и 9 актуаторы 102 в отличие от актуаторов 16 содержат не два, а три электрода 104, 106 и 108. Два выключателя 110 и 112 позволяют подавать напряжение от источника 26 напряжения переменного тока на первый и второй электроды 104 и 108 или на второй и третий электроды 106 и 108. Третий электрод 108 отделен слоем 109 подходящего диэлектрического материала или заключен в подходящий диэлектрический материал.
При подаче напряжения переменного тока от источника 26 на электроды 104 и 108 путем замыкания выключателя 110 и размыкания выключателя 112 работа актуатора 102 аналогична работе актуатора 16, описанной выше, то есть он создает вынужденный поток 114 текучей среды, как проиллюстрировано на фиг.8. Направление потока 114 совпадает с направлением потока в пограничном слое, обтекающем актуатор 102. Как и в случае с актуатором 16, поток 114 действует на поток в пограничном слое таким образом, что предотвращает его отрыв от поверхности 18 Коанда. Однако при подаче питания на электроды 106 и 108 путем замыкания выключателя 112 и размыкания выключателя 110 возникает вынужденный поток 116, направление которого противоположно направлению потока 114 (фиг.9). В этом примере поток 116способствует присоединению пограничного слоя и его продвижению дальше вокруг задней кромки поверхности 18 Коанда при работе совместно с плазменным актуатором на другой половине поверхности Коанда.
Система 100 обеспечивает дополнительную степень гибкости управления потоком, потому что в различных актуаторах 102 можно подавать питание на различные пары электродов 104, 106 и 108, чтобы еще в большей степени воздействовать на поток в пограничном слое, то есть в большей степени способствовать присоединению или отрыву потока в пограничном слое. Например, можно приводить в действие конкретные актуаторы 102, например расположенные на верхней половине поверхности 18, для создания потока 114, чтобы способствовать присоединению пограничного слоя, в то время как другие актуаторы 102, расположенные на нижней половине поверхности 18, можно приводить в действие для создания потока 116, чтобы способствовать повороту потока вокруг поверхности 18. В итоге все актуаторы 102 в этом конкретном примере действуют таким образом, чтобы еще более значительно переместить точку торможения потока у задней кромки вокруг поверхности 18. Управляющее устройство 20 может управлять подачей питания на конкретные пары электродов 104, 108 или 106, 108 актуаторов 102 по необходимости, так чтобы создавать момент на кабрирование или момент на пикирование на поверхности, где используют систему 100.
Таким образом, система 100 обеспечивает более широкий диапазон возможностей управления аэродинамическим потоком. Также следует отметить, что на поверхности, например поверхности 18, могут быть использованы различные комбинации актуаторов 16 и 102 для улучшения управления отрывом и/или присоединением пограничного слоя.
На фиг.10-12 изобржена еще одна система 200 в соответствии с настоящим изобретением. Система 200 позволяет отклонить сдвиговый слой, протекающий вдоль выемки подвижного носителя, например самолета, от указанной выемки. Это значительно уменьшает уровень акустического давления в выемке. Если выемка представляет собой оружейный отсек на авиационном подвижном носителе, система также значительно улучшает отделение боевых средств от подвижного носителя.
В примере, проиллюстрированном на фиг.10, подвижный носитель представляет собой самолет 202 с фюзеляжем 204. В нижней поверхности 204а фюзеляжа 204 расположен оружейный отсек 206. Отсек 206 может быть закрыт по меньшей мере одной подвижной створкой 208; в данном примере показаны две створки 208. Часть фюзеляжа, расположенная перед отсеком 206 и непосредственно прилегающая к нему, обозначена 210, а часть фюзеляжа, расположенная за оружейным отсеком и непосредственно прилегающая к нему, обозначена 212. Очевидно, что термины "перед" и "за" применены исходя из направления свободного воздушного потока 216, протекающего вдоль фюзеляжа 204.
Система 200, изображенная на фиг.10 и 11, использует по меньшей мере один из актуаторов 16, предпочтительно актуаторы 16, расположенные на нижней поверхности 204а фюзеляжа 204 вдоль части 210. Актуаторы 16 предпочтительно закреплены в углублениях фюзеляжа 204 для сохранения гладкой аэродинамической поверхности фюзеляжа 204. Актуаторы 16 в данном примере ориентированы своими продольными осями по существу параллельно переднему краю 214 оружейного отсека 206. Однако актуаторы 16 могут иметь другую ориентацию, определяемую аэродинамикой конкретного подвижного носителя или требованиями области применения. Следует отметить, что актуаторы 16 повернуты на 180 градусов по сравнению с актуаторами, показанными на фиг.2, по отношению к свободному воздушному потоку 216, обтекающему их. Иными словами, второй электрод 26 расположен перед первым электродом 24. Могут быть установлены по меньшей мере два ряда актуаторов 16, как показано на фиг.10.
На фиг.11 изображены самолет 202 и траектория сдвигового слоя 218, возникающего при движении свободного воздушного потока 216 вдоль отсека 206 при открытых створках 208. Створки 208 на фиг.11 для наглядности не показаны.
Следует отметить, что слой 218 представляет собой по существу границу раздела между неподвижным воздухом в отсеке 206 и объемом свободного воздушного потока 216. Воздух в отсеке 206 необязательно должен быть неподвижным для создания сдвигового слоя. В зависимости от свойств, связанных с массовым расходом свободного воздушного потока 216, таких как скорость и т.д., слой 218 может повернуть в отсек 206 или может ударить в фюзеляж 202 за задним краем 220 отсека 206. В обоих случаях слой 218 создает акустические волны давления в отсеке 206, что в свою очередь вызывает значительный акустический шум в оружейном отсеке. Волны давления и скос сдвигового потока также могут препятствовать отделению от фюзеляжа средств поражения или управляемых боеприпасов, выпускаемых из отсека 206. Чтобы уменьшить акустический шум и улучшить характеристики отделения боевых средств, необходимо управлять точкой удара слоя 218.
Фиг.12 иллюстрирует, как актуаторы 16 при приведении их в действие ионизируют молекулы воздуха в пограничном слое 222, обтекающем актуаторы. Одновременно вблизи электродов 24 и 26 возникает электрическое поле, которое действует на ионизированный воздух и создает поток 224, направленный вверх по потоку, то есть противоположно потоку пограничного слоя 222. Поток 224 эффективно действует как механический интерцептор, вызывая отрыв слоя 222 на краю 214 отсека 206 или непосредственно перед краем 214. Это, в свою очередь, помогает отклонить слой 218 от отсека 206 при движении этого слоя вдоль оружейного отсека. Это гасит и значительно уменьшает интенсивность акустических волн давления в отсеке 206, что в свою очередь уменьшает уровни акустических колебаний в оружейном отсеке. Уменьшение интенсивности акустических волн давления помогает улучшить отделение от отсека 206 средств поражения и/или управляемых боеприпасов.
Характеристики системы 200 могут быть еще улучшены путем управления коэффициентом заполнения импульса импульсного напряжения переменного тока, подаваемого источником 22 на актуаторы 16. Также может быть увеличен к.п.д. системы 200. Управление коэффициентом заполнения импульса импульсного напряжения переменного тока, подаваемого на актуаторы 16, может обеспечить функционирование системы 200, аналогичное функционированию известных активных устройств для управления потоком, которые обычно используют выполненные на поверхности отверстия для всасывания и/или выдувания воздушной струи. Таким образом, для конкретных боевых средств и выбрасывающих систем адаптация потока вблизи отсека 206 может быть достигнута в более широкой области полетных режимов со значительно меньшими сложностью и массой по сравнению с традиционными интерцепторами или другими активными устройствами для управления потоком. Это может также обеспечить уменьшение затрат полного срока эксплуатации по сравнению с такими затратами, которые обычно связаны с традиционными механическими интерцепторами и активными системами для управления потоком.
При использовании импульсной системы, описанной выше, или аналоговой управляющей системы, которая просто регулирует по необходимости выходной сигнал напряжения переменного тока от источника 22, этим выходным сигналом напряжения переменного тока можно управлять, чтобы изменять степень отклонения свободного воздушного потока 216. Управление степенью создаваемого отклонения также может быть использовано для управления точкой повторного присоединения потока 216 к фюзеляжу 204.
Хотя система 200 описана исходя из ее использования для изменения отрыва слоя, смежного с оружейным отсеком, следует отметить, что система 200 вполне применима для управления свободным потоком, смежным с выемкой или отверстием любого вида на подвижном носителе. По существу система 200 потенциально пригодна для применения в любой области, в которой могут быть использован механический интерцептор или традиционная активная система управления потоком. Хотя система 200 может быть особенно ценна при применении в самолетах и космических летательных аппаратах, она может быть использована на любом подвижном носителе, например винтокрыле, беспилотном летательном аппарате, высокоскоростном наземном транспортном средстве или даже высокоскоростном морском судне. По существу система 200 может найти применение в любом транспортном средстве, где существует необходимость управления свободным потоком, смежным с отверстием, выемкой или другим аналогичным компонентом транспортного средства.
Выше описаны различные варианты реализации настоящего изобретения, однако для специалиста очевидно, что могут быть проведены модификации или внесены изменения без выхода за пределы объема настоящего изобретения. Приведенные примеры иллюстрируют различные варианты реализации и не направлены на ограничение настоящего изобретения. Поэтому описание и формулу изобретения следует толковать свободно с единственным ограничением, касающимся соответствующего уровня техники.