Управление пограничным слоем с целью изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов: .путем использования свойств поверхности, например шероховатости – B64C 21/10

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности. Ребра расположены с одинаковым интервалом между ними. Первый органический слой грунтового покрытия нанесен на ребристый рельеф. Второй финишный слой нанесен сверху первого органического слоя грунтового покрытия. Первый органический слой грунтового покрытия и второй финишный слой обеспечивают постоянную толщину покрытия. Способ изготовления металлического изделия содержит следующие этапы: получают плоский металлический лист или пластину; пропускают через прокатный стан, который включает валок, на внешней поверхности которого выгравирован ребристый рельеф, и валок с плоской внешней поверхностью. Выполняют анодирование поверхностного ребристого профиля, чтобы нанести на него покрытие из пленки оксида алюминия. Наносят органический слой грунтового покрытия на пленку оксида алюминия. Наносят слой финишного покрытия поверх органического слоя грунтового покрытия и получают металлическое изделие. Группа изобретений направлена на одновременное обеспечение коррозийной стойкости и самостоятельного очищения ребристого рельефа. 2 н.. и 18 з.п. ф-лы, 29 ил.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост. Хвост имеет контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Аэродинамическая конструкция содержит выступы для изменения структуры скачков уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции включает этапы, на которых обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции. Выступ изменяет структуру скачка уплотнения так, что происходит отделение потока возле выступа с образованием пары продольных вихревых потоков. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения является асимметричным относительно плоскости асимметрии, при этом плоскость асимметрии проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, параллельна основному направлению воздушного потока над конструкцией и проходит под прямым углом к поверхности конструкции. Аэродинамическая конструкция по второму варианту содержит для изменения структуры скачка уплотнения выступ, который не имеет плоскости симметрии. Способ характеризуется использованием конструкции по первому и второму вариантам. Группа изобретений направлена на оптимизацию структуры скачка уплотнения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов. Способ эксплуатации характеризуется использованием аэродинамической конструкции. Группа изобретений направлена на уменьшение волнового сопротивления при минимальном числе выступов. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Система содержит первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы. Выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, смещены так, чтобы они не располагались непосредственно позади каких-либо выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы. При такой системе выступов можно расположить первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения позади первой группы. Способ характеризуется использованием системы выступов аэродинамической конструкции. Изобретение направлено на изменение структуры скачка уплотнения при различных условиях образования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ активной деформации при помощи обратной связи, аэродинамического профиля (1), содержащего эластичный материал, находящийся на части поверхности аэродинамического профиля. Эластичный материал контактирует с потоком текучей среды (7), при этом эластичный материал можно деформировать при помощи одного или нескольких приводов (4), с запоминанием формы находящегося в контакте с потоком эластичного материала. Приводами может управлять вычислительное устройство (5), связанное с датчиками (8), определяющими параметры обтекания аэродинамического профиля. Способ применим, в частности, для деформации несущей поверхности крыла летательного аппарата во время полета, в частности, на дозвуковой скорости. Улучшается адаптация обтекаемости профиля к различным режимам и безопасность полетов. 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата имеет изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12) и тупую заднюю кромку (15). На нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля. Переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18) и интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10). Изобретение направлено на достижение турбулентного оттока для повышения эффективности профиля. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. Антиволновый материал - средство для гашения турбулентных завихрений на поверхности предмета, состоит из подложки с волосками. Фактура материала состоит из волосков, оканчивающихся крючками. Изобретение направлено на повышение защитных свойств.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Несущая поверхность содержит изменяемый герметичный отсек с клапанами для подачи или отсоса воздуха. Поверхность выполнена из эластичной оболочки, закрепленной на жестком каркасе с возможностью изменения конфигурации. На участках, не подкрепленных каркасом, оболочка может деформироваться внутрь или наружу, изменяя конфигурацию всей несущей поверхности. Способ управления аэродинамическими характеристиками характеризуется использованием несущей поверхности. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления аэродинамическими характеристиками. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылок и элерон. Крыло выполнено в виде плоской пластины равномерной толщины по профилю и заостренной спереди. На верхней обшивке установлены рассекатели, каждый из которых образован горбами и седловиной с возможностью струям воздушного потока приобретать зигзагообразную форму движения. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ защиты полой передней кромки (1) аэродинамической поверхности (2) летательного аппарата от разрушающих воздействий чрезмерно высоких температур горячего воздуха (f), используемого для борьбы с обледенением, циркулирующего внутри передней кромки (1). Переднюю кромку (1) закрывают сзади перегородкой (3), соединяющей верхнюю поверхность (1Е) и нижнюю поверхность (1I) передней кромки. Горячий воздух (f), используемый для борьбы с обледенением, отбирают от двигателя (М). На одной из поверхностей (1Е, 1I) передней кромки (1) перед упомянутой перегородкой (3) оказывают воздействие на поток текучей среды (EF) таким образом, чтобы вызвать переход последнего из ламинарного состояния (EFL) в турбулентное состояние (EFT). Летательный аппарат характеризуется средствами подачи горячего воздуха от двигателя к передней кромке (1) аэродинамической поверхности (2). Изобретение направлено на усиление теплообмена и минимизации тепловых напряжений в передней кромке. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Несущая поверхность самолета с профильной структурой содержит крыло, имеющее средство увеличения подъемной силы, а также несущую аэродинамическую поверхность, расположенную на внутренней конструкции средства увеличения подъемной силы над и под упомянутым средством. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде верхней и нижней обшивок, заканчивающихся на передней и задней кромках средства увеличения подъемной силы и проходящих в направлении его размаха. Средство увеличения подъемной силы расположено в задней части крыла и закреплено посредством шарнирно-подвижной опоры в трех точках. В верхней и нижней обшивках выполнено несколько желобчатых возвышений, расположенных на расстоянии друг от друга в направлении размаха крыла, контур которых, начиная с задней кромки, определен в направлении средней линии профиля внутренней конструкции, а их высота является убывающей по мере уменьшения расстояния до передней кромки. Изобретение направлено на улучшение аэродинамики самолета. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики. Способ управления отрывом потока на обтекаемой поверхности включает механическое воздействие на вихревое течение, возникающее в зоне отрыва, с помощью перегородок и выдува воздуха из щелевидных отверстий, расположенных на обтекаемой поверхности вдоль потока, позади линии отрыва пограничного слоя на линии растекания трехмерного возвратного течения. Изобретение направлено на улучшение движения потока жидкости и газа в расширяющихся каналах. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж с пилотским и грузопассажирским отделениями, реактивный двигатель, консоли крыла, хвостовое оперение, посадочное шасси, механизмы управления. К сторонам фюзеляжа прикреплено по две консоли крыла, каждая из которых трапециевидная в плане имеет снизу гладкую поверхность, а в верхней части - волновую поверхность, представляющую собой ряд чередующихся гребней и впадин. Каждый из гребней представляет собой часть консоли крыла, выполненную в форме половины разрезанного вдоль цилиндрического тела, заостренного спереди и сзади и повернутого сферической поверхностью вверх. Каждая впадина представляет собой половину пустотелого, разрезанного вдоль цилиндра. Продольные оси гребней и впадин параллельны хорде консоли крыла, а по длине равны или меньше ее на ширину закрылков. Верхняя и нижняя консоли крыла соединены между собой законцовками и расположены под углом друг к другу. Изобретение направлено на повышение грузоподъемности. 14 ил.

Изобретение относится к способу воздействия на реологические свойства жидкой среды, которая находится во взаимодействии, по меньшей мере, с одной соответствующей детали установки или машины граничной поверхностью. В способе жидкая среда представляет собой суспензию, а колебания различных видов элементов жидкой среды возбуждают выборочно, причем, по меньшей мере, одна граничная поверхность имеет компонент колебания перпендикулярно касательной плоскости граничной поверхности стенка/жидкая среда. В другом варианте способа жидкая среда представляет собой полимер или смесь полимеров, колебания различных видов элементов жидкой среды также возбуждают выборочно, причем, по меньшей мере, одна граничная поверхность имеет компонент колебания в касательной плоскости граничной поверхности стенка/жидкая среда. Техническим результатом изобретения является целенаправленное воздействие на реологические свойства жидкой среды, например, для уменьшения трения жидкой среды о граничные поверхности жидкая среда/машина. 2 н. и 76 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области авиации. Несущая аэродинамическая поверхность имеет по размаху обе волнистые стороны в виде горбов и впадин. Параметры волнистости: период волнистости h=5÷30% от хорды, относительная удвоенная амплитуда f=1÷5% от хорды, протяженность участка с волнистой поверхностью вдоль хорды g=15÷85%, начиная от передней кромки, а остальная часть поверхности выполнена гладкой. Горбы и впадины волнистости на обеих сторонах несущей поверхности относительно хорды профиля совпадают по фазе. Технический результат - повышение аэродинамического качества. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится и области авиации. Самолет содержит фюзеляж, два полукрыла, реактивный двигатель, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси. Каждое полукрыло имеет внутри Y-образные каналы, расположенные параллельно друг другу вдоль размаха полукрыла, и каждый из этих каналов содержит основной канал прямоугольного сечения, установленный вертикально, входное отверстие которого расположено на нижней поверхности полукрыла. В верхней части основной канал разветвлен на два глухих канала такого же сечения. Технический результат - создание дополнительной подъемной силы на полукрыльях. 10 ил.

Изобретение относится к транспорту и касается снижения сопротивления движению тел посредством формирования вязкоупругого покрытия их поверхности. Операциями способа являются: а) определение характеристик турбулентного пограничного слоя при заданной скорости свободного потока, используя граничные условия для жесткой поверхности, имеющей такой же размер и форму, как и поверхность с покрытием, при этом указанные характеристики включают толщину пограничного слоя, фазовую скорость и частоту, соответствующие максимальным энергонесущим возмущениям, профили средней скорости, распределение напряжений Рейнольдса, распределение напряжений сдвига на стенке, и сопротивление трения; б) выбор свойств материала покрытия, включая плотность, комплексный модуль сдвига и толщину покрытия, при которых покрытие, подвергаемое действию вынуждающей функции, идентичной нагрузке, порождаемой этим пограничным слоем и определенной на этапе а), будет обеспечивать максимальный поток энергии в покрытие, не вызывая возмущения поверхности, которые превышают по амплитуде толщину вязкого подслоя, в) определение характеристик этого пограничного слоя на покрытии при заданной скорости свободного потока, используя амплитуды колебаний и поток энергии, соответствующие свойствам материала покрытия, выбранным на этапе б), включая профили средней скорости, распределение напряжений Рейнольдса, распределение напряжений сдвига на стенке и сопротивление трения, г) определение снижения сопротивления трения в процентах как отношение разницы между значениями сопротивления трения с покрытием и без него, определенными на этапе а) и в), к сопротивлению трения, определенному на этапе а), для определения количественных значений состава и конфигурации покрытия; д) формирование вязкоупругого покрытия из материала или комбинации материалов, выбранных на этапах а)-г). Технический результат реализации изобретения заключается в повышении эффективности снижения сопротивления движению тел с вязкоупругим покрытием. 14 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.