ТЕЛО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ФОРМЫ, ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И СПОСОБ УМЕНЬШЕНИЯ ПОТЕРЬ НА ТРЕНИЕ
AERODYNAMIC-SHAPE BODY, AIRCRAFT AND METHOD TO REDUCE FRICTION LOSSES

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
В целом настоящее изобретение относится к средствам снижения потерь на трение в области пограничных слоев на поверхностях, обтекаемых текучей средой. Более конкретно изобретение относится к телам аэродинамической формы с множеством каналов для регулирования потока текучей среды, которая отводится путем отсоса пограничного слоя через эти каналы в режиме саморегулирования. Изобретение также относится к летательному аппарату, снабженному такой системой отсоса. Кроме того, изобретение относится к применению вышеуказанных регулирующих каналов для уменьшения потерь на трение на поверхности, обтекаемой текучей средой.
В описании настоящего изобретения термин "тело аэродинамической формы" по существу относится к частям летательного аппарата, которые в полете подвергаются действию динамических подъемных сил и сил подсасывания, возникающих в процессе полета в результате обтекания этих частей воздушным потоком. К ним относятся тела аэродинамической формы из группы, которая содержит фюзеляж, крылья, руль высоты, вертикальное оперение и обтекатели двигателей.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
При обтекании текучей средой некоторой поверхности обычно возникают потери на трение в области пограничного слоя на этой поверхности. Соответствующий тип пограничного слоя (ламинарный или турбулентный), возникающего при обтекании текучей средой поверхности твердого тела, существенно влияет на аэродинамическое сопротивление и связанные с этим потери на трение, а именно: когда формируется ламинарный пограничный слой, то непосредственно на поверхности обтекаемого тела относительные скорости текучей среды сравнительно невелики, и возникающие силы трения также сравнительно малы, как показано на фиг.1а. Однако при образовании турбулентного пограничного слоя относительные скорости текучей среды непосредственно на поверхности тела, обтекаемого текучей средой, сравнительно велики, и эти относительные высокие скорости примерно соответствуют скорости текучей среды на поверхности тела за пределами пограничного слоя, в результате чего возникают соответствующие высокие силы трения, как это показано на фиг.1с.
Поскольку такие потери на трение нежелательны, то разработчики авиационной и аэрокосмической техники всегда старались и стараются поддерживать потери на трение на поверхностях летательных аппаратов, в частности на аэродинамических поверхностях, насколько это возможно, на низком уровне путем устойчивого поддержания пограничного слоя в диапазоне режимов ламинарного обтекания. В соответствии с одним подходом к этой проблеме, например, пограничный слой постоянно поддерживался в режиме ламинарного потока путем удаления соответствующей части потока текучей среды из пограничного слоя с использованием отсоса, как это схематично показано на фиг.lb. В этом случае объемный поток текучей среды, которая должна удаляться путем отсоса, зависит от распределения давления и подъемной силы в направлении потока. Такой отсос необходимого объемного потока текучей среды может осуществляться с использованием тела, обтекаемого текучей средой, поверхность которого имеет микроотверстия, через которые может отсасываться необходимая часть текучей среды в камеры всасывания, расположенные под поверхностью тела, как это схематично показано на фиг.2.
Однако такое техническое решение задачи устойчивого поддержания пограничного слоя в ламинарном режиме путем отсоса соответствующего объемного потока имеет ряд недостатков. Например, регулирование мощности всасывания в зависимости от давления, которое может изменяться во времени и/или быть разным в разных зонах обтекаемой поверхности в направлении потока, может оказаться невозможным или же потребует неоправданных затрат, связанных с необходимостью создания большого количества камер всасывания и/или соответствующей системы управления процессом отсоса пограничного слоя. Соответственно в конструкциях, реализующих известные технические решения по устойчивому поддержанию пограничного слоя в ламинарном режиме путем отсоса соответствующего объемного потока текучей среды с использованием поверхности с микроотверстиями, осуществляется либо недостаточный, либо избыточный отсос текучей среды.
Кроме того, изменения давления или подъемной силы происходят также и поперек направления потока. Однако известные к настоящему времени технические решения, направленные на устойчивое поддержание пограничного слоя в диапазоне ламинарных режимов путем отсоса текучей среды с помощью жестких камер всасывания, проходящих поперек направления потока, не обеспечивают удовлетворительного регулирования отсасываемого потока в соответствии с указанными изменениями. Эти изменения давления и подъемной силы поперек направления потока, иллюстрируемые на фиг.3, неизбежно приводят к отсасыванию неоптимального или избыточного объема воздуха, в результате чего возникает необходимость в использовании системы регулирования, то есть увеличиваются затраты на систему и ее установку, увеличивается вес всей системы, а также соответствующие производственные и эксплуатационные расходы.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Учитывая вышеуказанные проблемы и недостатки известной системы устойчивого поддержания пограничного слоя в ламинарном режиме путем отсоса соответствующего объемного потока с использованием поверхности с микроскопическими каналами и камерами всасывания, размещенными под этой поверхностью, целью настоящего изобретения является создание системы устойчивого поддержания ламинарного пограничного слоя путем отсоса соответствующего объемного потока на теле аэродинамической формы, обтекаемого текучей средой, причем в такой системе осуществляется непрерывное автоматическое и оптимальное регулирование интенсивности отсоса в зависимости от изменения распределения давления и подъемной силы по поверхности тела и от их изменения во времени.
Эта цель может быть достигнута с использованием специально сконструированного тела аэродинамической формы, летательного аппарата, снабженного таким телом, и применением вышеуказанных регулирующих каналов.
Предлагаемое в изобретении аэродинамическое тело содержит каналы, проходящие сквозь его поверхность и служащие для регулирования потока текучей среды, которая удаляется путем отсоса пограничного слоя через эти каналы в режиме саморегулирования. Каналы содержат регулирующую часть, вход и выход. Внутренняя стенка регулирующей части выполнена таким образом, что величина эффективного сечения канала для потока автоматически уменьшается при увеличении всасывания или разницы давлений между входом и выходом регулирующей части благодаря образованию турбулентных вихрей на внутренней стенке регулирующей части.
Таким образом, основная идея изобретения заключается в использовании состояний потока и соответствующих давлений, возникающих на поверхности тела аэродинамической формы в связи с регулирующими каналами, а именно в использовании того обстоятельства, что наименьшие силы всасывания или давления всегда действуют в тех зонах поверхности тела аэродинамической формы, в которых скорости потока максимальны. Когда на выходе такого регулирующего канала создается определенное давление всасывания в зоне высоких скоростей потока, которое (не намного) ниже силы всасывания, действующей на поверхность, в регулирующей части канала формируется ламинарный поток текучей среды. Напротив, в других зонах, в которых скорости потока ниже, создаются большие силы всасывания или давления (всасывание с отрицательным знаком!). В этом случае давление всасывания на выходе канала существенно меньше, чем сила всасывания на поверхности тела аэродинамической формы, так что падение давления на регулирующей части выше, и в регулирующей части возникает турбулентный поток.
Эффективный диаметр канала или величина эффективного поперечного сечения канала для потока уменьшается благодаря формированию турбулентных вихрей на внутренней стенке регулирующей части, так что условия прохождения текучей среды через регулирующий канал ухудшаются. Хотя скорость потока текучей среды, которая должна быть удалена путем отсоса через каналы, увеличивается при увеличении разницы давлений на входе и выходе регулирующей части, однако действие возникающих турбулентностей усиливается в большей степени, так что величина объемного потока, проходящего через регулирующую часть, снижается.
Как было указано выше, очень низкая величина падения давления или всасывания между входом и выходом регулирующей части обеспечивает в ней практически ламинарный поток, так что эффективное поперечное сечение канала для потока практически равно геометрическому поперечному сечению регулирующей части. Однако если между входом и выходом регулирующей части канала возникает значительное падение давления, то в регулирующей части создаются условия для возникновения турбулентных вихрей, так что эффективное поперечное сечение регулирующей части для потока уменьшается. В результате предлагаемый в изобретении регулирующий канал может обеспечивать удаление большого объемного потока текучей среды в зонах высоких скоростей потока, в которых возникают турбулентные пограничные слои, приводящие к большим потерями на трение, в то время как гораздо меньший объемный поток текучей среды удаляется из зон с низкими скоростями потока, в которых возникают ламинарные пограничные слои, и соответственно потери на трение малы. Поэтому интенсивность удаления пограничного слоя с помощью отсоса может регулироваться в зависимости от рабочих условий в различных зонах аэродинамической поверхности и от их изменений во времени.
Соответственно отпадает необходимость в выполнении конструкций, в которых используются каналы отсоса пограничного слоя с различными диаметрами, как в вышеописанном известном техническом решении по устойчивому поддержанию ламинарного потока на аэродинамической поверхности путем отсоса пограничного слоя через микроскопические каналы в поверхности. В соответствии с изобретением достаточно использовать одинаковые каналы с одним диаметром и со специальной конструкцией внутренней стенки для того, чтобы при отсосе всегда удалялся оптимальный массовый поток независимо от величины подъемной силы. В отличие от вышеописанного известного технического решения по устойчивому поддержанию ламинарности пограничного слоя путем отсоса соответствующей части потока текучей среды отпадает необходимость в использовании нескольких камер всасывания для постоянного обеспечения оптимального отсасываемого потока. Предлагаемый в изобретении регулирующий канал позволяет добиться того, что через каждый регулирующий канал в поверхности с использованием единственной камеры всасывания, размещенной под поверхностью тела аэродинамической формы, обтекаемого текучей средой, всегда будет удаляться оптимальный объемный поток текучей среды.
Регулирующая часть канала выполняется в форме лабиринта для обеспечения возникновения в ней необходимых турбулентностей. Это относится к любой конструкции внутренней стенки, которая вызывает возникновение требуемых турбулентностей в регулирующей части канала.
Внутренняя стенка регулирующей части канала может быть выполнена в форме части с остроконечными зубцами, которая прорезается или выштамповывается в материале стенки канала. Вместо указанной формы внутренней стенки с заостренными зубцами можно выбрать и другие формы, которые обеспечивают создание турбулентностей. Например, поперечное сечение внутренней стенки может иметь дугообразные выступы, которые обеспечивают возникновение турбулентностей в текучей среде, протекающей возле этих выступов. В зависимости от конкретного применения внутренняя стенка регулирующей части канала также может быть выполнена и в любых других формах, которые могут быть предложены специалистами в данной области техники.
В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения поперечное сечение вышеуказанной зубчатой части имеет форму непрерывно повторяющихся впадин (волна с преобладанием впадин), так что соответствующие турбулентности создаются в таких впадинах.
Как было указано выше, зубчатая часть может быть вырезана в материале стенки канала. Это дает возможность выполнить зубчатую часть вдоль внутренней стенки регулирующей части канала в форме спирали.
Как уже указывалось, регулирующая часть канала может быть врезана в стенку канала, который устроен в слое первого материала. Если регулирующая часть канала проходит параллельно поверхности слоя первого материала и находится в нем не полностью, то обе стороны слоя первого материала покрывают слоем второго материала, который снабжается соответствующими отверстиями или проходами для формирования входа и выхода для регулирующей части канала. Эти слои второго материала, которые являются покрытием для слоя первого материала и один из которых формирует поверхность тела аэродинамической формы, могут быть выполнены очень тонкими и могут состоять, например, из сплава алюминия. Слой первого материала, который содержит регулирующие части каналов, может быть выполнен из любого подходящего материала, например из металла, пластмассы или аналогичного материала.
Для того чтобы в большинстве случае обеспечить оптимальную эффективность отсоса пограничного слоя, толщина слоя первого материала должна приблизительно соответствовать диаметру отверстий или проходов в слоях второго материала. Естественно, эти указания являются лишь примерными рекомендациями, которые должны адаптироваться специалистами в данной области техники в каждом случае конкретного применения.
В вышеописанном варианте осуществления изобретения регулирующая часть канала в плане проходит в слое первого материала и полностью находится в нем, так что слой первого материала должен быть покрыт слоями второго материала с обеих сторон для формирования регулирующих частей каналов. Однако можно избежать расходов по покрытию слоя первого материала, если регулирующие части каналов находятся в слое первого материала не полностью, а прорезаны в нем примерно перпендикулярно поверхности тела аэродинамической формы.
Благодаря особой конструкции регулирующих каналов, которые проходят сквозь поверхность тела аэродинамической формы, можно ограничиться использованием всего одной камеры всасывания, которая обеспечивает разрежение, необходимое для отсоса пограничного слоя, на выходах регулирующих каналов. Эта единственная камера всасывания может быть размещена, например, непосредственно под поверхностью тела аэродинамической формы, и в ней может создаваться заданное отрицательное давление с помощью соответствующего насоса. В этом случае фактором, определяющим мощность всасывания, которую должна создавать камера всасывания, является наименьшая величина местного давления в пограничном слое тела, обтекаемого текучей средой, при котором отсос пограничного слоя должен обеспечивать удаление заданного объемного потока. В вышеописанном известном техническом решении, обеспечивающем отсос объемного потока, в других зонах, давление в которых превышает указанный местный минимум, обеспечивалось более интенсивное всасывание, не дающее нужного положительного действия. Достоинством настоящего изобретения является возможность получения более эффективной системы всасывания, имеющей меньшие размеры, поскольку возникновение саморегулирующихся потоков дает возможность при отсосе пограничного слоя предотвратить удаление избыточных объемных потоков. Это достоинство будет особенно ценным, если распределения давления изменяются в процессе полета, как это может происходить, например, на поверхностях крыльев и/или руля высоты и вертикального оперения.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения его основная цель достигается на летательном аппарате, обшивка которого по меньшей мере частично выполнена в форме тела аэродинамической формы с вышеописанными характеристиками. Однако, естественно, будет целесообразным выполнить все компоненты летательного аппарата, распределение давления на которых изменяется в процессе полета, в форме тел аэродинамической формы с вышеописанными характеристиками. Например, по меньшей мере одно из тел аэродинамической формы из группы таких тел, содержащей фюзеляж, крылья, руль высоты, вертикальное оперение и обтекатели двигателей, может быть по меньшей мере частично выполнено в форме вышеописанного тела аэродинамической формы.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения основная его цель достигается за счет использования вышеописанных регулирующих каналов, устроенных в поверхности тела аэродинамической формы или в обшивке летательного аппарата для уменьшения потерь на трение на поверхности или на обшивке путем удаления объемного потока текучей среды с поверхности через регулирующие каналы с саморегулированием потока в этих каналах и с использованием единственной камеры всасывания, так что пограничный слой потока текучей среды на этой поверхности, обтекаемой текучей средой, устойчиво поддерживается в ламинарном режиме.
Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением может быть обеспечено автоматическое регулирование необходимой мощности всасывания в соответствии с переменными по поверхности и по времени распределениями давления и подъемной силы. Так как в этом случае отпадает необходимость в использовании нескольких камер всасывания в соответствии с несколькими зонами преобладающих давлений на поверхности, может быть получено некоторое снижение веса и расходов на установку в связи с более простой конструкцией системы отсоса пограничного слоя в соответствии с изобретением, которая может быть выполнена более доступной для проведения технического обслуживания. Вышеуказанное снижение веса соответственно может снизить требования к используемым материалам. Поскольку отпадает необходимость в изготовлении регулирующих каналов в поверхности из титана, снижение веса, которое может быть получено при использовании изобретения, дает возможность размещения каналов в слое первого материала с более высокой плотностью (например, различных металлов или пластмасс), как это описано выше.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Настоящее изобретение описывается ниже более подробно со ссылками на прилагаемые фигуры. На чертежах показано:
Фиг.1а - профиль скоростей ламинарного потока на поверхности, обтекаемой текучей средой.
Фиг.1b - профиль скоростей ламинарного потока на поверхности, обтекаемой текучей средой, при стабилизации потока путем отсоса пограничного слоя.
Фиг.1с - профиль скоростей турбулентного потока на поверхности, обтекаемой текучей средой.
Фиг.2 - вид поперечного сечения крыла с известной системой отсоса пограничного слоя, в которой используются микроотверстия в обтекаемой поверхности и несколько камер всасывания.
Фиг.3 - вид поперечного сечения и проекция распределения давления и подъемной силы на крыле.
Фиг.4а - схематический вид характера потока в регулирующем канале тела, имеющего аэродинамическую форму, в соответствии с изобретением при малой разнице давлений.
Фиг.4b - схематический вид характера потока в регулирующем канале тела, имеющего аэродинамическую форму, в соответствии с изобретением при повышенной разнице давлений.
Фиг.5 - вид предпочтительной конфигурации регулирующего канала.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Для лучшего понимания изобретения ниже приведены исходные данные по области техники, к которой относится изобретение, а также известная система отсоса пограничного слоя, со ссылками на фиг.1а-1с и 2. На фиг.1а-1с представлены различные распределения скоростей для различных состояний потока. Например, на фиг.1а представлено оптимальное распределение скоростей для ламинарного пограничного слоя. Как можно видеть на этой фиг., скорость падает от своего максимального значения вне пограничного слоя практически до нуля возле самой аэродинамической поверхности 8, обтекаемой текучей средой. Если скорость падает и становится практически нулевой возле самой аэродинамической поверхности 8, как это показано на фиг.1а, то потери на трение минимальны.
На фиг.1с представлено распределение скоростей для турбулентного режима обтекания потоком аэродинамической поверхности 8. Хотя скорость непосредственно возле аэродинамической поверхности 8 также падает практически до нуля, однако это падение происходит очень близко от поверхности 8, так что в области пограничного слоя 4 имеют место большие потери на трение.
Для того чтобы решить эту проблему, часто пытаются, как показано на фиг. 1b, стабилизировать пограничный слой в диапазоне ламинарных режимов путем удаления соответствующей части потока в плоскости с использованием отсоса текучей среды через микроскопическое отверстие 9.
Схема известной системы отсоса пограничного слоя такого типа показана на фиг.2. Можно видеть, что аэродинамическая поверхность 8 содержит часть перфорированной поверхности, в которой имеются микроскопические отверстия 9. Однако у такой системы отсоса пограничного слоя имеется недостаток, заключающийся в том, что необходимо использовать несколько камер 11 всасывания для удаления соответствующего объемного потока текучей среды, обтекающей аэродинамическую поверхность 8, причем характеристики каждой такой камеры всасывания зависят от преобладающих условий возникновения подъемной силы (см. фиг.3). Независимо от необходимого количества камер всасывания 11 в известной системе отсоса пограничного слоя, показанной на фиг.2, необходимо изменять диаметр микроскопических отверстий 9 для достижения оптимального результата.
Однако распределение подъемной силы на поверхности тела, обтекаемого текучей средой, например на аэродинамической поверхности 8 (крыло), показанной на фиг.3, изменяется не только в направлении движения тела, но также и вдоль аэродинамической поверхности 8, как показано в нижней части фиг.3. Это пространственное распределение подъемной силы, естественно, изменяется также и во времени, и в известной системе отсоса пограничного слоя, показанной на фиг.2, фактически не обеспечивается коррекция в соответствии с указанными изменениями.
Настоящее изобретение описывается ниже более подробно со ссылками на другие прилагаемые фигуры. В соответствии с фиг.4а и 4b регулирующий канал 1 проходит через аэродинамическую поверхность 8. Это отверстие содержит регулирующую часть 5, направление которой примерно перпендикулярно слою 6 первого материала между входом 2 и выходом 3. Регулирующая часть 5 характеризуется внутренней стенкой, которая в данном случае выполнена в форме части 4 с остроконечными зубцами. Эта зубчатая часть 4 может быть прорезана в слое 6 первого материала, например, в форме спирали, то есть представляет собой винтовую резьбу. Однако также можно представить, что зубчатая часть 4 проходит в слое 6 первого материала только так, как показано на фиг.5 (вид в плане), причем зубцы одной стороны находятся напротив впадин другой стороны.
а
i
i
w
Вид на фиг.4а приведен для случая, когда разница давлений между подъемной силой Р и давлением P всасывания сравнительно невелика. Для распределения подъемной силы, приведенного на фиг.3, такая ситуация возникает примерно в такой зоне, в которой подъемные силы достигают максимума. Сравнительно небольшая разница между подъемной силой и давлением P всасывания приводит к тому, что через регулирующие каналы 1 будет протекать ламинарный поток текучей среды, отсасываемой из пограничного слоя. В этом случае величина эффективного поперечного сечения A регулирующих каналов 1 для потока примерно соответствует геометрическому поперечному сечению регулирующей части 5, так что будет отсасываться сравнительно большой объемный поток текучей среды. Однако такой интенсивный отсос пограничного слоя как раз и необходим в данном случае, поскольку наибольшие скорости потока возникают в зонах наибольших подъемных сил, то есть там, где вероятность возникновения турбулентного пограничного слоя максимальна.
а
i
a
i
w
Для случая, приведенного на фиг.4b, разница давлений между подъемной силой Р и давлением P всасывания существенно выше, чем для условий, проиллюстрированных на фиг.4а. Для распределения подъемной силы, приведенного на фиг.3, такая ситуация возникает примерно в такой зоне, в которой подъемные силы довольно малы. Эта сравнительно большая разница между подъемной силой P и давлением P всасывания приводит к возникновению турбулентных вихрей во впадинах зубчатой части 4, так что величина эффективного поперечного сечения A регулирующей части 5 для потока уменьшается, так что будет отсасываться сравнительно небольшой объемный поток текучей среды. Однако такая пониженная интенсивность отсоса пограничного слоя будет достаточной для зон с малыми подъемными силами, поскольку скорости потока в этих зонах всегда ниже, так что формируется устойчивый ламинарный пограничный слой. Таким образом, массовый поток отсасываемой текучей среды регулируется оптимальным образом в соответствии с требованиями по отсосу пограничного слоя, причем регулирование осуществляется автоматически в зависимости от рабочих условий.
Как можно видеть на фиг.5, регулирующее отверстие 1 выполнено в слоях 6, 7, 7' трех материалов, причем в соответствии с изобретением самый верхний слой 7' одновременно является аэродинамической поверхностью 8. Регулирующая часть 5 проходит примерно параллельно поверхности и полностью находится в слое 6 первого материала. Внешний слой 7' содержит соответствующие отверстия, которые являются входами регулирующих частей 5, и может быть выполнен очень тонким, например, из сплава алюминия. Внутренний слой 7 может быть выполнен аналогично, и в нем также имеются отверстия, которые являются выходами 3 регулирующих каналов. Слой 6, выполненный из любого подходящего материала, например из металла или из пластмассы, размещен между слоями 7, 7' и содержит регулирующую часть 5, которая вырезана в этом слое в форме части с остроконечными зубцами. Толщина этого слоя 6 первого материала примерно соответствует диаметру отверстий во втором слое 7, 7' и не должна превышать 0,5 мм.
Кроме показанных регулирующих частей 5 первый слой 6 материала может быть также устроен таким образом, что в нем проходят специальные вспомогательные каналы для горячего воздуха, используемого для обогрева обшивки летательного аппарата. Можно представить альтернативный вариант выполнения этого слоя в форме термослоя с проложенными в нем нагревательными электрическими проводниками. Достоинство такого варианта осуществления изобретения заключается в том, что снижается или даже вообще предотвращается образование льда на аэродинамической поверхности.