Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов: ..для отсасывания пограничного слоя – B64C 21/06

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает отсос части потока через перфорацию в поверхности в полость под ней на участке обтекаемой поверхности за скачком уплотнения. У обтекаемой поверхности перед скачком уплотнения создают продольные вихревые жгуты путем выдува ряда поперечных струй из протоков в поверхности, соединяемых каналом с полостью под перфорированным участком поверхности. Выдув поперечных струй перед скачком уплотнения выполняют с наклоном под углом 30°-60° к обтекаемой поверхности поперек направлению потока. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Тело аэродинамической формы содержит регулирующие каналы (1) с регулирующей частью (5), которая содержит входную часть (2) и выходную часть (3), причем внутренняя стенка регулирующей части (5) выполнена таким образом, что величина эффективного сечения для потока автоматически уменьшается благодаря образованию турбулентных вихрей на внутренней стенке регулирующей части (5) при увеличении разницы давлений между входной частью (2) и выходной частью (3) регулирующей части (5). Летательный аппарат характеризуется выполнением обшивки в форме тела аэродинамической формы. Способ уменьшения потерь на трение на поверхности (8), обтекаемой текучей средой, характеризуется тем, что объемный поток текучей среды, автоматически регулируемый регулирующими каналами (1), удаляется с поверхности (8) путем отсоса пограничного слоя через регулирующие каналы (1) с использованием единственной камеры всасывания, так что пограничный слой потока текучей среды на поверхности (8), обтекаемой текучей средой, устойчиво поддерживается в ламинарном режиме. Группа изобретений направлена на оптимизацию распределения подъемной силы. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам всасывания для отсоса пограничного слоя на летательном аппарате. Система всасывания включает, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двухконтурный двигатель, компрессор высокого давления с зоной высокого давления, которая находится в зоне внутреннего контура, отводную линию и турбонагнетательный агрегат. Двигатель имеет внутренний и внешний контуры и основной поток. Отводная линия предназначена для отведения воздуха из зоны компрессора высокого давления в двухконтурном двигателе и для привода турбины турбонагнетательного агрегата отводимым воздухом. Компрессор служит для создания силы всасывания, необходимой для отсоса пограничного слоя. Линия нагнетания компрессора турбонагнетательного агрегата открывается в основной поток двухконтурного двигателя в зоне низкого давления. Достигается увеличение надежности, энергоэффективности системы. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к устройствам для отсоса пограничного слоя. Часть летательного аппарата, обтекаемая потоком окружающего воздуха, в частности крыло, с отверстиями во внешней обшивке для отсоса пограничного слоя, содержит две стенки и перегородки, размещаемые в пространстве между внешней и внутренней стенками так, что они формируют зоны (А, В) стенок и примыкают друг к другу таким образом, что формируются чередующиеся воздуховоды повышенного давления и воздуховоды всасывания, причем первые зоны (А) внешней стенки, относящиеся к воздуховодам всасывания, имеют большую площадь по сравнению со вторыми зонами (В), которые относятся к воздуховодам повышенного давления, и при этом воздуховоды повышенного давления подсоединены с помощью устройства управления к источнику горячего воздуха (W), а воздуховоды всасывания подсоединены к источнику (U), создающему разрежение. Достигается уменьшение сопротивления потока, увеличение максимальной подъемной силы, предотвращение замерзания и блокирования отверстий. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Силовая установка летательного аппарата с маршевыми ТРДД, расположенными в хвостовой части фюзеляжа, имеет в хвостовой части дополнительный выносной винтовентилятор, соединенный с маршевыми ТРДД механической иди газодинамической трансмиссией. Диаметр выносного винтовентилятора не превышает толщины пограничного слоя в месте его установки. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Устройство содержит отверстия системы отсоса в обтекаемой поверхности и пластинку на обтекаемой поверхности. Устройство снабжено датчиками статического давления или термоанемометрами, расположенными вдоль линии растекания пограничного слоя и предназначенными для определения режима течения в пограничном слое, и смещено по хорде крыла от линии растекания в сторону задней кромки крыла для исключения дополнительных возмущений потока по линии растекания с возможностью ликвидации ограничения интенсивности отсоса при Re _d 100. Изобретение направлено на исключение турбулизирующего воздействия пластинки на пограничный слой при отключении отсоса или сбое заданного режима. 3 ил.

Изобретения относятся к области авиации. Наружная обшивка (100) аэродинамического тела (40) имеет перфорационные отверстия, расположенные в направлении вдоль размаха крыла в группах или пучках (250). Каждое перфорационное отверстие представляет собой микрощель с длиной от 100 до 3000 мкм и шириной от 50 до 250 мкм. Воздух отсасывается через микрощели из пограничного слоя, обтекающего наружную обшивку, для обеспечения управления пограничным слоем. В каждом пучке схема расположения, размер и ориентация микрощелей заданы так, чтобы обеспечить интерференцию с взаимным ослаблением возмущений потока, возникающих вследствие отсасывания. Пространственный спектр схемы расположения перфорационных отверстий пучка характеризуется отсутствием значительной энергии при заданных длинах волн заранее определенных неустойчивостей течения. Аэродинамическое тело дополнительно включает в себя силовые нервюры, проходящие параллельно пучкам (250) рядов перфорационных отверстий, и перфорированную внутреннюю пластину (400), обеспечивающую дроссельное управление частью потока, отсасываемой через группу пучков. Изобретения направлены на минимизации возбуждения неустойчивостей течения в пограничном слое. 5 н. и 26 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к лопастным машинам для нагнетания воздуха, а также к лопастям (Л) движителей. Способ повышения эффективности работы Л заключается в том, что Л выполняют в виде крыла и на поверхности Л со стороны, противоположной набегающему потоку воздуха, осуществляют отсос пограничного слоя через систему щелевидных отверстий. Л выполняют с толстым аэродинамическим профилем, при этом отсос воздуха осуществляют через систему выполненных вдоль Л щелевидных отверстий в выполненные под этими отверстиями вдоль последних каверны (К) с центральным продольным полым телом (ЦТ) в каждой из них, образующим в каждой К кольцевой канал с формированием в последнем набегающим потоком воздуха вихреобразного потока. Из К и из ЦТ осуществляют отсос воздуха через отводные каналы, а из последних воздух выводят за пределы Л. Внутри К путем установки перегородок и на внешней поверхности Л путем установки ребер ограничивают стекание потока воздуха вдоль К и вдоль Л. В другом варианте К выполняют без ЦТ. В результате достигается повышение эффективности работы Л. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Способ заключается в отборе воздуха с верхней поверхности крыла через отверстия, которые соединены, по меньшей мере, одним каналом с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образуют входное сечение воздухозаборника указанного двигателя. Воздух отбирают более чем с 20% верхней поверхности крыла. Отверстия могут иметь форму щели и расположены в несколько рядов по поверхности крыла, а в качестве газотурбинного двигателя может быть использован двухконтурный турбореактивный двигатель. Технический результат – повышение подъемной силы и улучшение аэродинамических характеристик крыла. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.