УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
DEVICE FOR CONTROL OF BOUNDARY LAYER ON AIRCRAFT AERODYNAMIC SURFACE

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для решения задач управления пограничным слоем летательных аппаратов.
Известно устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности, включающее один или несколько каналов, где каждый канал имеет входное отверстие в виде воздухозаборника на передней кромке аэродинамической поверхности летательного аппарата, а выходное отверстие канала представляет собой щель выдува, расположенную в верхней поверхности кормовой части аэродинамической поверхности летательного аппарата, расположенную поперек обтекающего потока так, что выдуваемый из щели выдува поток направляется по обтекающему потоку по касательной или под некоторым углом к аэродинамической поверхности, причем каналы выполнены так, что для каждого канала суммарная площадь сечения входных отверстий больше суммарной площади сечения выходных отверстий (RU, патент №2508228, В64С 21/02, 2014).
Недостатком данного устройства является низкая эффективность управления пограничным слоем из-за зависимости от месторасположения каналов отсоса и вдува и от скоростей обтекающего потока и разных углов атаки аэродинамического профиля.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата, включающее элементы воздействия на пограничный слой и регистрации характеристик потока, размещенные на поверхности летательного аппарата и выполненные в виде массива высокочувствительных нано- или микротрубок, расположенных на подложке под углом к потоку в пределах 0≤β≤180°, где β - угол между набегающим потоком и трубками, и систему управления параметрами воздействия на пограничный слой в реальном масштабе времени, причем трубки на подложке расположены попарно рядами друг за другом на линиях тока, при этом одна из трубок пары является генератором импульсно-периодического теплового воздействия, а другая - датчиком регистрации параметров пограничного слоя. Нано- или микротрубки, выполняющие функцию генератора или датчика, могут быть взаимозаменяемы (RU, патент №2384465, В64С 21/00, 2010).
Недостатком данного устройства является низкая эффективность управления пограничным слоем из-за невозможности управления перетеканием пограничным слоем вдоль размаха аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Предлагаемым изобретением решается задача повышения эффективности управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата. Техническим результатом является улучшение аэродинамических характеристик летательного аппарата за счет управления перетеканием пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности и вдоль ее хорды путем создания устойчивой системы вихрей, препятствующих его отрыву без дополнительных энергозатрат.
Технический результат достигается в устройстве для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности, включающем по меньшей мере один исполнительный блок, выполненный из установленных друг на друге снизу вверх нижней крышки, фигурной пластины, коллектора перепуска сжатого воздуха, распределительной прямоугольной пластины, коллектора выпуска сжатого воздуха и верхней прямоугольной крышки, воздухозаборник с по меньшей мере одним трубопроводом, при этом нижняя крышка выполнена в виде прямоугольной пластины с по меньшей мере двумя отверстиями для прохода воздуха, расположенные у одной из меньших сторон пластины, на фигурной пластине выполнены по меньшей мере два отверстия для прохода воздуха, расположенные над соответствующими отверстиями для прохода воздуха нижней крышки, по большой оси фигурной пластины выполнен Т-образный вырез, в котором расположен Т-образный маятник, по бокам вертикальной части которого выполнены симметрично расположенные камеры нагнетания и разряжения воздуха, а по бокам его горизонтальной части выполнены два симметрично расположенных прямоугольных паза, в которые введены приводы, опирающиеся на регулируемые упоры, коллектор перепуска сжатого воздуха выполнен в виде прямоугольной пластины с U-образным отверстием с по меньшей мере двумя отверстиями для прохода воздуха, расположенными над соответствующими отверстиями для прохода воздуха фигурной пластины и с отверстиями, расположенными над камерами нагнетания и разряжения сжатого воздуха фигурной пластины, на распределительной прямоугольной пластине выполнены по меньшей мере два симметричные относительно большой оси пластины прямолинейные Y-образные каналы переменного сечения, расположенные над отверстиями для прохода сжатого воздуха коллектора перепуска сжатого воздуха и над U-образным отверстием коллектора перепуска сжатого воздуха, коллектор выпуска сжатого воздуха выполнен в виде прямоугольной пластины с каналом, расположенным над Y-образными каналами распределительной пластины параллельно малой ее оси, а верхняя крышка выполнена в виде прямоугольной пластины с одним и более отверстием, расположенным над каналом коллектора выпуска сжатого воздуха, причем на аэродинамической поверхности выполнено по меньшей мере одно отверстие, в котором установлен один и более исполнительных блоков, а к каждому отверстию для прохода сжатого воздуха нижней крышки исполнительного блока подведен трубопровод воздухозаборника.
Выполнение исполнительного блока из установленных друг на друге снизу вверх нижней крышки, фигурной пластины, коллектора перепуска сжатого воздуха, распределительной прямоугольной пластины, коллектора выпуска сжатого воздуха и верхней прямоугольной крышки позволяет создать вдоль размаха аэродинамической поверхности летательного аппарата и вдоль ее хорды устойчивой системы вихрей, образованных посредством высокочастотного выдува порций сжатого в исполнительном блоке воздуха и сформированных в вихри, препятствующих отрыву пограничного слоя на аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Введение в устройство воздухозаборника с по меньшей мере одним трубопроводом позволяет подвести воздух к исполнительному блоку для его последующего сжатия без дополнительных энергозатрат на всасывание воздуха.
Устройство для управления пограничным слоем на эродинамической поверхности летательного аппарата поясняется чертежами, где на фиг. 1 приведен общий вид устройства, на фиг. 2 - исполнительный блок, на фиг. 3 - нижняя крышка, на фиг. 4 - фигурная пластина, на фиг. 5 - коллектор перепуска сжатого воздуха, на фиг. 6 - распределительная прямоугольная пластина, на фиг. 7 - коллектор выпуска сжатого воздуха, на фиг. 8 - верхняя прямоугольная крышка.
Устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата состоит из по меньшей мере одного исполнительного блока 1, выполненного из установленных друг на друге снизу вверх нижней крышки 2, фигурной пластины 3, коллектора 4 перепуска сжатого воздуха, распределительной прямоугольной пластины 5, коллектора 6 выпуска сжатого воздуха и верхней прямоугольной крышки 7, воздухозаборника 8 с по меньшей мере одним трубопроводом 9. На аэродинамической поверхности 10 выполнено по меньшей мере одно отверстие 11. Нижняя крышка 2 выполнена в виде прямоугольной пластины с по меньшей мере двумя отверстиями 12 для прохода воздуха, расположенные у одной из меньших сторон пластины 13. На фигурной пластине 3 выполнены по меньшей мере два отверстия 14 для прохода воздуха, расположенные над соответствующими отверстиями 12 для прохода воздуха нижней крышки 2. По большой оси фигурной пластины 3 выполнен Т-образный вырез 15, в котором расположен Т-образный маятник 16, по бокам вертикальной части 17 которого выполнены симметрично расположенные камеры нагнетания 18 и разряжения 19 сжатого воздуха, а по бокам его горизонтальной части 20 выполнены два симметрично расположенных прямоугольных паза 21, в которые введены приводы 22, опирающиеся на регулируемые упоры 23. Коллектор 4 перепуска сжатого воздуха выполнен в виде прямоугольной пластины с U-образным отверстием 24, с по меньшей мере двумя отверстиями 25 для прохода воздуха, расположенными над соответствующими отверстиями 14 для прохода воздуха фигурной пластины 3, и с отверстиями 26, расположенными над камерами нагнетания 18 и разряжения 19 воздуха фигурной пластины 3. На распределительной прямоугольной пластине 5 выполнены по меньшей мере два симметричные относительно большой оси пластины прямолинейные Y-образные каналы 27 переменного сечения, расположенные над отверстиями 25 для прохода воздуха коллектора 4 перепуска воздуха и над U-образным отверстием 24 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха. Коллектор 6 выпуска сжатого воздуха выполнен в виде прямоугольной пластины с каналом 28, расположенным над Y-образными каналами 27 распределительной пластины 5 параллельно малой ее оси. Верхняя крышка 7 выполнена в виде прямоугольной пластины с одним и более отверстием 29, расположенным над каналом 28 коллектора 6 выпуска сжатого воздуха. К каждому отверстию 12 для прохода сжатого воздуха нижней крышки 2 исполнительного блока 1 подведен трубопровод 9 воздухозаборника 8. Нижняя крышка 2, фигурная пластина 3, коллектор 4 перепуска сжатого воздуха, распределительная прямоугольная пластина 5, коллектор 6 выпуска сжатого воздуха и верхняя прямоугольная крышка 7 соединены между собой винтами 30.
Устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности работает следующим образом.
На аэродинамической поверхности 10 выполнено по меньшей мере одно отверстие 11, в которое установлен исполнительный блок 1, в который от воздухозаборника 8 по трубопроводам 9 поступает воздух. Через отверстие 12 на нижней крышке 2 воздух поступает в отверстия 14 фигурной пластины 3, далее воздух поступает в отверстия 25 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха, далее воздух поступает левый прямолинейный Y-образный канал 27 распределительной прямоугольной пластины 5 и через отверстие 26 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха, воздух поступает в камеру нагнетания 18 фигурной пластины 3.
На входные контакты одного из приводов 22, например пьезоэлектрического, подается напряжение под воздействием которого происходит выдвижение штока привода от нейтрального положения, развивая толкающее усилие которое передается посредством регулируемого упора 23 на маятник 16.
Одновременно с этим на другой привод 22 подается напряжение, противоположное по направлению, под воздействием которого происходит втягивание штока привода 22 от нейтрального положения, развивая тянущее усилие, которое посредством регулируемого упора 23 передается на маятник 16.
На следующем такте меняется направление (полярность) подаваемого напряжения на контакты приводов 22, формируя колебательное движение маятника 16.
Усилия на регулируемых упорах 23 маятника 16 формируют пару сил, образующих вращательный момент, приводящий маятник 16 в движение.
Ход маятника, его нейтральное положение регулируется регулировочными винтами (на чертеже не показано), расположенными на регулировочных упорах 23 фигурной пластины 23, в Т-образном вырезе 15 которой расположен маятник 16 и приводы 22.
При быстром перемещении маятника 16 вправо он прижимается к правой стенке Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3, при этом свободный объем между левой стенкой Т-образного выреза 15 и маятником 16 увеличивается. Воздух быстро сжимается в пространстве между левой стенкой Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3 и поверхностью маятника 16. Образуется зона разряжения воздуха в виде волны разряжения с крутым фронтом падения давления, обеспечивая забор воздуха (всасывание) в левую полость фигурной пластины 3 через камеру нагнетания 18.
Одновременно с этим маятник 16 отходит от левой стенки Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3, при этом свободный объем между правой стенкой Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3 и маятником 16. Воздух быстро сжимается в пространстве между левой стенкой Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3 и поверхностью маятника 16, образуя волну сжатия воздуха с прямоугольным фронтом нарастания давления. Порция сжатого воздуха перетекает в сторону камеры разряжения 19 в верхней части фигурной пластины 3. Далее сжатый воздух через правое отверстие 26 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха и правый прямолинейный Y-образный канал 27 распределительной прямоугольной пластины 5 поступает в канал 28 коллектора выпуска 6. Далее сжатый воздух из канала 28 коллектора выпуска 6 поступает в отверстия 29 верхней крышки 7 исполнительного блока. Поскольку сопротивление трения у стенки отверстия 29 выше, чем сопротивление трения по оси отверстия 29, то порция сжатого воздуха формирует единичный вихрь правого вращения, который начинает взаимодействовать с пограничным слоем аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Затем маятник 16 совершает быстрое перемещение влево. При быстром перемещении маятника 16 влево он прижимается к левой стенке Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3, при этом свободный объем между левой стенкой Т-образного выреза 15 и маятником 16 уменьшается. Воздух быстро сжимается в пространстве между левой стенкой Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3 и поверхностью маятника 16, образуя волну сжатия воздуха с прямоугольным фронтом нарастания давления. Сжатый воздух перетекает в сторону камеры нагнетания 18 в верхней части фигурной пластины 3. Далее сжатый воздух через левое отверстие 26 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха и левый прямолинейный Y-образный канал 27 распределительной прямоугольной пластины 5 поступает в U-образным отверстие 24 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха. Выход сжатого воздуха через левое отверстие 26 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха предотвращается инерцией потока в левом прямолинейном Y-образном канале 27 распределительной прямоугольной пластины 5.
Одновременно с этим маятник 16 отходит от правой стенки Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3, при этом свободный объем между правой стенкой Т-образного выреза 15 фигурной пластины 3 и маятником 16 увеличивается. Образуется зона разряжения воздуха в виде волны разряжения с крутым фронтом падения давления, обеспечивая забор воздуха (всасывание) в камеру разряжения 19 правой полости фигурной пластины 3 из U-образным отверстие 24 коллектора 4 перепуска сжатого воздуха. Подсасывание воздуха из канала 28 коллектора выпуска 6 предотвращается инерцией потока воздуха в правом прямолинейном Y-образном канале 27 распределительной прямоугольной пластины 5.
Исполнительный блок работает с высокой частотой (50…100 Гц), формируя по размаху и вдоль хорды аэродинамической поверхности устойчивой системы вихрей, препятствующих его отрыву без дополнительных энергозатрат.
Предлагаемое устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата улучшает аэродинамические характеристики летательного аппарата за счет управления перетеканием пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности и вдоль ее хорды путем создания устойчивой системы вихрей, препятствующих его отрыву без дополнительных энергозатрат, снижает лобовое сопротивление летательного аппарата.