УСТРОЙСТВО И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОТОКОМ ПЛАЗМЫ НА ЗАДНЕЙ КРОМКЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ
DEVICE AND METHOD FOR CONTROLLING PLASMA FLOW AT AEROFOIL TRAILING EDGE

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ
Эта заявка связана общей тематикой с заявками на патент США №11/753876 (реестр Boeing №06-0438) и №11/753869 (реестр Boeing №07-0455), поданными 25 мая 2007 года.
Настоящее изобретение также связано общей тематикой с заявкой на патент США №11/403252, поданной 12 апреля 2006 г. и уступленной компании Boeing.
Указание каждой из этих ссылок подразумевает включение содержания соответствующей заявки в настоящее описание.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к активаторам потока плазмы и более конкретно к системе управления потоком и способу, включающему применение активаторов потока плазмы на поверхности Коанда для изменения потока в пограничном слое по поверхности Коанда.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Положения, изложенные в этом разделе, представляют только предпосылки создания изобретения и могут не раскрывать уровня техники.
Эффективность авиационных подвижных носителей, таких как самолеты, достигается благодаря высокоинтегрированной конструкции, обеспечивающей сочетание летных качеств и грузоподъемности с хорошими показателями устойчивости и управления. Для этого конструкция подвижного носителя должна иметь комплект эффективных и надежных исполнительных органов управления. Устранение обычных управляющих плоскостей обеспечивает улучшенную аэродинамику и упрощенную конструкцию, но может ухудшить устойчивость и управляемость подвижного носителя, особенно самолета типа «летающее крыло», для которых до настоящего времени трудно было разработать концепцию бесшарнирного управления по углу рысканья.
Пневматические устройства для управления циркуляцией теоретически обеспечивают аэродинамическое управление не хуже, чем традиционные подвижные средства управления, но требуют подачи в активаторы воздуха под высоким давлением. Это может потребовать наличия громоздкого, тяжелого, подключенного к источнику питания оборудования для подачи воздуха под высоким давлением, которое трудно установить во многих частях авиационного подвижного носителя. Действие акустических управляющих устройств с электропитанием основано на гармоническом возбуждении с целью изменения пограничного слоя. Гармоническое возбуждение вызывают с использованием устройства, аналогичного акустической системе, содержащей подвижные части. Однако при проектировании подвижных носителей следует уменьшать количество подвижных частей в многочисленных и разнообразных подсистемах, которые обычно в них имеются.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к системе управления потоком и способу, который особенно хорошо приспособлен к применению по отношению к поверхности Коанда. В одном варианте реализации раскрыт способ управления потоком для использования в авиационном подвижном носителе, включающий установку плазменного активатора на поверхности задней кромки подвижного носителя. На плазменный активатор подают напряжение, которым управляют, чтобы ионизировать воздух вблизи него в области, примыкающей к указанной задней кромке. Это создает вынужденный поток, оказывающий воздействие по меньшей мере на один из таких процессов как присоединение потока в пограничном слое к поверхности задней кромки и отрыв его от нее. В одном из конкретных вариантов реализации используют управляющее устройство, которое управляет напряжением, которое подано на плазменный активатор и которое представляет собой напряжение переменного тока по меньшей мере около 3000 вольт.
В вариациях вышеупомянутого варианта реализации на поверхности задней кромки расположены плазменные активаторы. Поверхность задней кромки может быть сформирована в виде поверхности Коанда. Возможно выборочное приведение в действие плазменных активаторов для воздействия на поток в пограничном слое по поверхности Коанда, чтобы препятствовать отрыву от нее пограничного слоя или, наоборот, вызвать этот отрыв.
В одном из вариантов реализации настоящего изобретения раскрыта система управления полетом, в которой использован по меньшей мере один плазменный активатор, расположенный на первом участке поверхности Коанда подвижного носителя, и второй плазменный активатор, расположенный на втором участке поверхности Коанда. Для выборочного приведения в действие плазменных активаторов используют источник напряжения. При выборочном приведении в действие плазменных активаторов приведенный в действие активатор (приведенные в действие активаторы) может (могут) вызвать ионизацию воздуха вблизи него (них). Это создает поток текучей среды в конкретном направлении по поверхности Коанда, который препятствует отрыву потока в пограничном слое по поверхности Коанда или способствует отрыву пограничного слоя от этой поверхности.
В одном из вариантов реализации раскрыт самолет, в котором использована система управления полетом, включающая по меньшей мере один плазменный активатор, расположенный на поверхности Коанда самолета. Чтобы выборочно приводить в действие плазменный активатор для воздействия на поток в пограничном слое по поверхности Коанда используют источник напряжения.
Еще в одном варианте реализации на поверхности, где необходимо управление отрывом и присоединением пограничного слоя, использованы двухрежимные плазменные активаторы.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Чертежи, описанные здесь, служат только для иллюстрации, но не для ограничения объема настоящего изобретения.
Фиг.1 изображает вид сбоку одного из вариантов реализации системы управления полетом, предназначенной для использования на поверхности Коанда крыла самолета, на которой расположены плазменные активаторы;
фиг.1А изображает вид в перспективе части крыла, представленного на фиг.1, содержащего разделенные промежутками ряды плазменных активаторов, показанных на фиг.1;
фиг.2 изображает увеличенный вид сбоку одного из плазменных активаторов, 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 активаторов не приведен в действие;
фиг.4 изображает крыло, представленное на фиг.1, на нижней поверхности которого в действие приведен по меньшей мере один плазменный активатор, и в результате изменен поток в пограничном слое вдоль поверхности Коанда, и соответственно изменены циркуляция и линии обтекания сечения крыла, а именно поток в следе отклонен вверх;
фиг.5 изображает крыло, представленное на фиг.1, на верхней поверхности которого в действие приведен по меньшей мере один плазменный активатор и в результате 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 активатор соответственно на верхней и на нижней поверхности, так что существенные изменения потока в следе отсутствуют;
фиг.7 иллюстрирует, как двухрежимные плазменные активаторы могут быть использованы на поверхности Коанда;
фиг.8 более подробно изображает один из двухрежимных плазменных активаторов, 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; и
фиг.9 изображает двухрежимный плазменный активатор, который представлен на фиг.8 и второй, и третий электроды которого соединены с источником напряжения переменного тока, чтобы вызвать поток, который способствует потоку пограничного слоя в противоположном направлении.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеследующее описание носит исключительно иллюстративный характер и не ограничивает настоящее изобретение, его применение или использование.
На фиг.1 изображена управляющая система 10 для управления потоком, установленная на крыле 14 подвижного носителя 12. В этом примере подвижной носитель 12 представляет собой самолет и для удобства обозначен в нижеследующем описании "самолет 12". Однако следует принять во внимание, что использование настоящего изобретения не ограничено только авиационными крылатыми подвижными носителями, такими как самолет коммерческой авиации или военный самолет, но равноприменимо к беспилотным летательным аппаратам, ракетам, винтокрылам, наземным транспортным средствам и даже высокоскоростным морским судам.
На фиг.1 изображена система 10, в которой использованы плазменные активаторы 16, расположенные вдоль поверхности 18 Коанда крыла 14 на некотором расстоянии друг от друга. Хотя показаны только четыре активатора 16, может быть использовано большее или меньшее количество активаторов в зависимости от требований конкретного применения. В этом примере два активатора 16а и 16b установлены на верхней половине поверхности 18 Коанда и два дополнительных активатора 16с и 16d установлены на нижней половине поверхности Коанда. Следует отметить, что поверхность 18 Коанда не обязательно связана с крылом самолета, но вместо этого может быть связана с любым компонентом, например с задним спойлером наземного транспортного средства. Если плазменные активаторы установлены на вертикальном хвостовом оперении самолета или иного подвижного носителя, 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 активаторы 16а, 16b, 16с и 16d были расположены вдоль размаха крыла 14 или иной аэродинамической поверхности. Пример такого расположения показан на фиг.1А. Точное размещение активаторов 16 может быть различным в зависимости от требований, соответствующих конкретной области применения. Например, возможно также расположение активаторов 16, при котором их длинные оси расположены поперек размаха крыла, а большинство активаторов выстроены вдоль размаха крыла, чтобы обеспечить управление отрывом с использованием когерентного завихрения.
С каждым активатором 16 соединены управляющее устройство 20 и высоковольтный источник 22 напряжения переменного тока. Устройство 20 независимо управляет подачей высоковольтного сигнала, предпочтительно примерно 3000-20000 вольт переменного тока и выше, на каждый активатор 16. При приведении в действие любого активатора 16 он ионизирует воздух 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 активаторе 16 вынужденный поток, который стремиться притянуть пограничный слой к поверхности 18 при его обтекании этой поверхности. Это препятствует отрыву пограничного слоя от поверхности 18.
На фиг.2 один из активаторов 16а показан более подробно. Аналогичный активатор также описан в совместно рассматриваемой заявке США №11/403252, поданной 12 апреля 2006 года и уступленной компании Boeing. Вкратце, активатор 16а содержит первый электрод 24 и второй электрод 26, разделенные диэлектрическим материалом 28. Материал 28 может формировать отдельный слой, который расположен между электродами 24 и 26 и который обволакивает электроды 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 гладкий контур ее поверхности. 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, активаторы 16 размещены на поверхности 18 Коанда таким образом, что второй электрод 26 расположен ниже первого электрода 24 по потоку в пограничном слое.
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, 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 около 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 обычно могут 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 потребностями конкретного 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
М
С помощью фиг.3-6 описано влияние на поток в пограничном слое выборочного приведения в действие различных активаторов 16. На фиг.3 показаны линии 36 и 38 обтекания верхней и нижней поверхностей при обтекании поверхности 18 Коанда, когда ни один из активаторов 16 (не показаны) не приведен в действие. На этом чертеже дифференциальный коэффициент подъемной силы (ΔС), создаваемый системой 10, равен дифференциальному коэффициенту продольного момента (ΔС), создаваемому этой системой, и они оба равны нулю.
L
М
На фиг.4 изображены приведенные в действие активаторы 16с и 16d, расположенные на нижней половине поверхности 18 Коанда, в то время как активаторы 16а и 16b, расположенные на верхней половине, обесточены. Это создает отрицательный коэффициент подъемной силы (-ΔС) и положительный продольный момент (+ΔС), направленный в соответствии со стрелкой 40. Линия 42 обтекания показывает, что активаторы 16с и 16d немного изменили поток в пограничном слое с изменением его отрыва от поверхности 18 Коанда. Примечательно, что часть 36а линии 36 обтекания немного более приподнята, чем на фиг.3.
L
М
На фиг.5 в действие приведены активаторы 16а и 16b, в то время как активаторы 16с и 16d обесточены. Это создает положительный коэффициент подъемной силы (+ΔС) и отрицательный продольный момент (-ΔС), обозначенный стрелкой 46 линии обтекания. Линия 42 обтекания показывает, что активаторы 16а и 16b воспрепятствовали началу отрыва пограничного слоя, и линии 36а и 38а обтекания изменены и направлены немного вниз.
Фиг.6 иллюстрирует поведение потока, когда все активаторы 16 приведены в действие. 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 оси 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 поверхностях. 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 поверхности 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 плазменные активаторы 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 активаторы 102. Активаторы 102 подробно описаны в одновременно рассматриваемой патентной заявке №11/753876 (реестр Boeing №06-0438; реестр HDP 7784-001061), которая включена в настоящее описание. В этом примере два двухрежимных плазменных активатора 102а и 102b расположены на верхней половине поверхности 18 Коанда крыла 14. Еще два активатора 102с и 102d расположены на нижней половине. Как и в системе 10, описанный со ссылкой на фиг.1, двухрежимные активаторы 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 активаторов 102 можно изменять в зависимости от потребностей конкретного применения.
Изображенные на фиг.8 и 9 активаторы 102, в отличие от активаторов 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 активатора 102 аналогична работе активатора 16, описанной выше, т.е. он создает вынужденный поток 114 текучей среды, как проиллюстрировано на фиг.8. Направление потока 114 совпадает с направлением потока в пограничном слое, обтекающего активатор 102. Как и в случае с активатором 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 116 способствует присоединению пограничного слоя и его продвижению дальше вокруг задней кромки поверхности 18 Коанда при работе совместно с плазменным активатором на другой половине поверхности Коанда.
Система 100 обеспечивает дополнительную степень гибкости управления потоком, потому что в различных активаторах 102 могут подавать питание на различные пары электродов 104, 106 и 108, чтобы в еще 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 активаторы 102, например расположенные на верхней половине поверхности 18 Коанда, для создания потока 114, чтобы способствовать присоединению пограничного слоя, в то время как другие активаторы 102, расположенные на нижней половине поверхности 18 Коанда, можно приводить в действие для создания потока 116, чтобы способствовать повороту потока вокруг поверхности 18 Коанда. В итоге все активаторы 102 в этом конкретном примере действуют таким образом, чтобы еще более значительно переместить точку торможения потока у задней кромки вокруг поверхности 18 Коанда. Управляющее устройство 20 может управлять подачей питания на конкретные пары электродов 104, 108 или 106, 108 активаторов 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 Коанда, могут быть использованы различные комбинации активаторов 16 и 102 для улучшения управления отрывом и/или присоединением пограничного слоя.
Выше описаны различные варианты реализации, 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.