Устройство управления пограничным слоем толстого крыла

Устройство управления пограничным слоем толстого крыла, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства (корпус-крыло), имеющего форму толстого крыла, выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в верхней части канала, в который направлен обтекающий корпус-крыло воздушный поток, ускоряемый тяговыми движителями, размещенными в кормовой части камеры для противодействия встречному положительному градиенту давления, а ускоряемый движителями воздушный поток, отражаясь от поверхности корпуса-крыла, выходит из канала в горизонтальной плоскости и отсекает зону пониженного давления от зоны нормального даления под крылом. Устройство позволяет, не изменяя габаритных размеров транспортного средства, только за счет придания ему профиля крыла, получить подъемную силу, достаточную для полета, причем толщина профиля позволяет разместить в корпусе-крыле необходимые агрегаты и салон, близкий к автомобильным (катерным) стандартам.

Полезная модель относится к области транспортного машиностроения, в частности, к автомобилестроению и катеростроению.

При обтекании потоком воздуха профиля крыла на его верхней поверхности в кормовой части реализуется течение со встречным по отношению к потоку градиентом давления, который препятствует движению воздуха в области пограничного слоя, где скорости относительно малы. Результатом такого воздействия может быть отрыв потока от поверхности в кормовой части крыла и, как следствие, значительное увеличение аэродинамического сопротивления профиля крыла при снижении подъемной силы.

Для улучшения аэродинамических характеристик профиля крыла, при обтекании которого градиент давления в потоке вызывает в кормовой части крыла отрыв потока от поверхности, повышают скорость воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Одним из известных способов предотвращения срыва обтекания, является отсос воздуха из пограничного слоя.

Для отсоса воздуха из пограничного слоя с верхней обтекаемой поверхности крыла последнюю выполняют перфорированной, используя отверстия и щели различных форм. При этом перфорированную поверхность сообщают с камерой разрежения, размещенной внутри крыла под его обтекаемой поверхностью. Такое конструктивное решение позволяет осуществить необходимый отбор массы из приповерхностной области пограничного слоя, и тем самым улучшить условия обтекания профиля крыла.

Известно работающее по данному принципу устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде ряда вихревых камер, расположенных под обтекаемой поверхностью, с отверстиями, размещенными на указанной поверхности поперек к внешнему потоку (патент US 4671474). Вихревое движение внутри камер поддерживается за счет гидродинамического взаимодействия вихревого движения в камерах с внешним течением в зоне отверстий. При этом скорость внешнего потока в приповерхностной области возрастает, что приводит к безотрывному обтеканию профиля. Однако, это устройство имеет ряд недостатков, основными из которых являются: сложность конструкции, высокий уровень сопротивления профиля крыла и большие энергозатраты на отсос вихревого потока. Сложность конструкции состоит в большом количестве вихревых камер и камер отбора воздуха. Большие энергозатраты на отсос потока объясняются большим сопротивлением магистралей, соединяющих вихревые камеры с источником низкого давления. Кроме того, при малых скоростях внешнего потока и небольших значениях встречного градиента давления энергосистема работает в неэкономичном режиме, так как она, настроенная на максимальные значения скоростей потока и градиентов давления, осуществляет отсос больше необходимого, что приводит к излишним энергозатратам.

Известно устройство управления пограничным слоем, примененное в конструкции летательного аппарата (ЛА), выполненного в виде тела толстого аэродинамического профиля. Указанное устройство представляет собой ряд щелевых канавок, выполненных на обтекаемой поверхности тела, размещенных перпендикулярно потоку и соединенных с источником низкого давления (патент ФРГ 1273338). Недостатками этого устройства являются повышенные энергетические затраты, обусловленные большим перепадом давления, который преодолевается приповерхностным потоком, так как отсос воздуха производится в местах обтекаемой поверхности, где давление минимальное, а вдув - в местах, где давление максимальное. Большие энергозатраты не позволяют получить высокое аэродинамическое качество ЛА.

Известно также работающее по вышеописанному принципу устройство управления пограничным слоем, которое обеспечивает безотрывное обтекание поверхности крыла при меньших энергозатратах (патент РФ 2015942). Устройство содержит несколько, размещенных друг за другом, вихревых камер, выполненных в виде полостей в верхней поверхности кормовой части крыла и сообщенных с источником низкого давления. В каждой вихревой камере установлено обтекаемое тело, образующее с внутренними стенками вихревой камеры кольцевой вихревой канал. Вихревые камеры каналами соединены с единым газодинамическим трактом, сообщенным с источником низкого давления. Наличие обтекаемого тела в полости вихревой камеры позволяет за счет естественного градиента давления получить циркуляционный режим течения, обеспечивающий безотрывное обтекание потоком верхней поверхности крыла при малых уровнях отсоса, и тем самым снизить энергозатраты в несколько раз по сравнению с решением, описанным в патенте ФРГ 1273338. Однако в данном техническом решении, как и в вышеописанных, управление пограничным слоем осуществляется путем отсоса воздуха, при этом энергозатраты на отсос достаточно велики. Это обусловлено тем, что для отсоса воздуха из пограничного слоя используется специальное устройство, требующее дополнительных энергозатрат.

Известен «Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации» (патент РФ 2157777, прототип). В этом изобретении запатентованы способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его осуществления, в которых повышение скорости воздуха в приповерхностной области верхней образующей профиля крыла и безотрывное обтекание верхней поверхности крыла происходит без дополнительных энергозатрат, и таким образом улучшена аэродинамика крыла при минимальных энергозатратах. Это достигается тем, что в способе управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля путем повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла, набегающий поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла, и ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале в кормовой части крыла, при этом равномерно, вдоль верхней образующей поверхности крыла, всасывают дополнительные потоки воздуха.

Благодаря установке на задней кромке крыла по меньшей мере одного основного тягового двигателя ЛА в кормовой части крыла, на его верхней поверхности, устраняется встречный градиент давления. Таким образом, для улучшения аэродинамики крыла используется энергия, расходуемая на всасывание воздуха в двигатель, и нужный эффект достигается за счет целесообразного использования входного воздушного потока тягового двигателя. Такое использование тяговых двигателей, создающих горизонтальную тягу ЛА, не приводит к дополнительным энергозатратам на улучшение аэродинамических характеристик крыла. Для реализации предлагаемого в патенте РФ 2157777 способа, устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля содержит канал, образованный верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами, расположенными по боковым кромкам крыла, и соединяющей щиты системой надкрылков, при этом каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля. Щиты закреплены на боковых стенках крыла. В канале, в кормовой части крыла, установлен по меньшей мере один тяговый двигатель ЛА. В случае установки в кормовой части крыла нескольких тяговых двигателей, их располагают вдоль задней кромки крыла. В результате над верхней поверхностью крыла образуется канал, в который направляют входной поток, набегающий на верхнюю поверхность крыла

Приведенный в патенте РФ 2157777 расчет, даже без учета кумулятивного эффекта надкрылков, показывает, что при скорости V₁=15 м/с и V₂ =70 м/с подъемная сила крыла составит около 3000 Н на квадратный метр площади крыла при выходном сечении аэродинамического канала равным 1 кв.м. При мощности тяговых двигателей около 200 кВт (для площади горизонтальной проекции крыла 5 кв.м.) общая подъемная сила составит около 1,5 тонн. Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие F_т=1,3×70×1×(70-15)~5000 (Н). Такое тяговое усилие намного превосходит лобовое сопротивление аппарата на указанной в патенте скорости, а его уменьшение может привести к снижению самого эффекта, срыву потока и, как следствие, потере подъемной силы. Причина в том, что высота канала связана с его шириной (то есть шириной транспортного средства) простым соотношением:

h=L/n, где h - высота канала, L - ширина канала, n - количество тяговых движителей (тяговых винтов).

Увеличение числа движителей может уменьшить высоту канала, следовательно, уменьшить объем прокачиваемого воздуха, величину горизонтальной тяги и необходимую мощность. Однако, это существенно усложняет конструкцию, увеличивает вес тягового узла, а также дробит единый поток на отдельные струи, между которыми возможны срывы ламинарности с соответствующим падением подъемной силы.

Технической задачей заявляемой полезной модели является уменьшение горизонтального тягового усилия, следовательно, мощности тяговых двигателей при сохранении подъемной силы транспортного средства.

В предлагаемой полезной модели это достигается поворотом осей вращения движителей из горизонтального в вертикальное положение. Задачу решает устройство управления пограничным слоем толстого крыла, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства, имеющего форму толстого крыла (далее корпус-крыло), выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в их верхней части. Канал, в который направлен обтекающий корпус-крыло воздушный поток, ускоряемый размещенными в кормовой части канала для противодействия встречному положительному градиенту давления тяговыми движителями, оси вращения которых, в отличие от прототипа, расположены вертикально, причем ускоряемый движителями воздушный поток, отражаясь от поверхности корпуса-крыла, выходит из канала в горизонтальной плоскости и отсекает зону пониженного давления в выходном воздушном потоке от зоны нормального давления под крылом.

На фиг.1 показаны фронтальная и горизонтальная проекции транспортного средства (далее ТС), где 1 - тяговые движители, 2 - боковые антииндуктивные щиты, 3 - надкрылки, 4 - корпус аппарата, выполненный в виде толстого крыла (далее - корпус-крыло). Щиты 2, установленные вертикально на боковых поверхностях корпуса-крыла вдоль потока обтекания, исключают индуктивные завихрения у боковых оконечностей корпуса-крыла. Надкрылки 3, установленные в верхней части щитов 2 и соединяющие их, направляют в канал дополнительные воздушные потоки, позволяя при изменении углов атаки надкрылков регулировать величину и точку приложения равнодействующей подъемной силы, а при отрицательном угле атаки, частично выводя воздушный поток из канала, доводить подъемную силу до нуля и до отрицательного значения. Каждый надкрылок 3 имеет форму симметричного крыла тонкого профиля. Расположение надкрылков 3 в конкретных решениях может быть уточнено в процессе конструирования с учетом параметров движителей 1 и профиля корпуса-крыла 4 таким образом, чтобы обеспечивать в полете равномерное распределение входного воздушного потока по поверхности корпуса-крыла 4. Изменение угла атаки отдельных надкрылков 3 обеспечивает смещение точки приложения равнодействующей подъемной силы, а при наземном движении - возможность срыва потока и обнуление подъемной силы.

Работа предлагаемой полезной модели во многом аналогична работе прототипа: установленные в кормовой части корпуса-крыла 4 тяговые движители 1 всасывают пограничный слой воздуха с верхней поверхности корпуса-крыла и ускоряют его. Однако, так как их оси вращения расположены вертикально, то нагнетаемый движителями воздушный поток направляется вниз, отражается от поверхности корпуса-крыла 4 и выходит из канала в горизонтальной плоскости, обеспечивая изоляцию зоны низкого давления от слоев воздуха, обтекающих корпус-крыло 4 снизу. Количество тяговых движителей 1 определяется конструктивными особенностями ТС, но оно должно быть четным с попарно противоположным направлением вращения для компенсации гироскопического эффекта. В выходной части канала располагаются воздушные вертикальные и горизонтальные рули (на рисунке не показаны). Там же могут быть расположены (в случае необходимости) и параллельные антииндукционным щитам 2 вертикальные направляющие, обеспечивающие равномерное распределение по ширине корпуса-крыла вытекающего из движителей воздушного потока, который и служит воздушной завесой, разделяющей зоны нормального и пониженного давления и предотвращающей срыв потока. При этом часть воздушного потока, протекающего в канале, может миновать движители 1, проходя над ними. Тем самым устраняется функциональная зависимость высоты канала от его ширины и количества и размеров движителей. Ниже приведен ориентировочный расчет для летающего ТС.

Исходные данные:

Длина - 6 м, ширина - 2 м, высота в миделе корпуса (без учета надкрылков) - 1 м, крейсерская скорость - 50 м/с (180 км/час).

Расчет:

По закону Бернулли при несжимаемости воздушного потока

SV=const; Р+V²/2=const;

иначе говоря S ₁V₁=S₂V₂; P₁ +V₁²/2=Р₂+V₂²/2

отсюда Р=(V₂²-V₁²)/2; N=PV₂S₂

здесь: - плотность воздуха, N - полезная мощность тяговых двигателей, Р - давление воздуха, V - скорость воздушного потока, S - сечение аэродинамического канала.

Пусть V₂=90 м/с. При указанных ранее значениях начальной и конечной скоростей получаем для квадратного метра горизонтальной площади крыла подъемную силу F/S=Р=1,29(8100-2500)/2~3600 (Н/м²).

Это означает, что при площади горизонтальной проекции крыла 12 м² общая подъемная сила составит около 4,33 тонн.

Если сечение в миделе 2,0 м², коэффициент лобового сопротивления равен 0,5, тогда

F _лс=0,5V²S/2=0,5×1,29×2500×2,0/2~1600 (H)

Принимая выходное сечение аэродинамического канала равным 0,5 м², получаем необходимую мощность

N=3600×90×0,5=160 кВт

Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие F_т=1,29×90×1×(90-50)~4600 (Н), что позволяет существенно увеличить лобовое сопротивление за счет колес (или поплавков) и всякого рода навесных устройств. Однако, всегда существует возможность либо увеличить скорость (до равновесия тяги с лобовым сопротивлением), либо уменьшить тягу, не срывая потока обтекания.

Предлагаемое устройство может быть применено для обеспечения полетов как автомобилей, так и катеров. Причем (в отличие от запускаемого в производство американской компанией Terrafugia «летающего автомобиля» Transition) габариты автомобиля не будут увеличиваться крыльями.

Устройство управления пограничным слоем толстого крыла, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства, имеющего форму толстого крыла, выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в верхней части канала, в который направлен обтекающий корпус воздушный поток, ускоряемый тяговыми движителями, размещенными в кормовой части канала для противодействия встречному положительному градиенту давления, отличающееся тем, что оси вращения тяговых движителей расположены вертикально, причем количество движетелей четное с попарно-противоположным направлением вращения.