активатор для управления потоком плазмы и способ управления потоком плазмы

Формула изобретения

1. Способ управления ориентацией авиационного подвижного носителя в полете, включающий:

размещение плазменного активатора на поверхности упомянутого подвижного носителя на пути потока в пограничном слое, обтекающего эту поверхность;

управление плазменным активатором для установления первой рабочей конфигурации, при которой плазменный активатор воздействует на поток в пограничном слое таким образом, что препятствует отрыву потока в пограничном слое от упомянутой поверхности; и

управление плазменным активатором для установления второй рабочей конфигурации, при которой плазменный активатор вызывает отрыв потока в пограничном слое от упомянутой поверхности.

2. Способ по п.1, в котором размещение плазменного активатора включает:

размещение плазменного активатора, содержащего первый и второй электроды, разнесенные вдоль направления потока в пограничном слое;

размещение третьего электрода между первым и вторым электродами в плоскости, которая смещена в сторону от плоскости, в которой расположены первый и второй электроды; и

размещение диэлектрического материала между третьим электродом и первым и вторым электродами.

3. Способ по п.1, в котором управление плазменным активатором для установления первой рабочей конфигурации включает использование источника сигнала переменного тока для подачи напряжения переменного тока на первый и третий электроды, причем упомянутое напряжение переменного тока вызывает ионизацию воздуха вблизи первого и третьего электродов, которая создает импульс, действующий на поток в пограничном слое, так чтобы препятствовать отрыву потока в пограничном слое от упомянутой поверхности вблизи первого и третьего электродов.

4. Способ по п.1, в котором управление плазменным активатором для установления второй рабочей конфигурации включает использование источника сигнала переменного тока для подачи напряжения переменного тока на второй и третий электроды, причем упомянутое напряжение переменного тока вызывает ионизацию воздуха вблизи второго и третьего электродов, которая создает импульс, действующий на поток в пограничном слое, так чтобы вызвать отрыв потока в пограничном слое от упомянутой поверхности вблизи второго и третьего электродов.

5. Способ по п.3, в котором использование источника сигнала переменного тока включает использование источника сигнала переменного тока, обеспечивающего напряжение по меньшей мере около 3000 В.

6. Способ по п.4, в котором использование источника сигнала переменного тока включает использование источника сигнала переменного тока, обеспечивающего напряжение приблизительно от 3000 В до 20000 В.

7. Способ по п.1, в котором размещение плазменного активатора на поверхности подвижного носителя включает размещение плазменного активатора на передней кромке крыла самолета.

8. Плазменный активатор для воздействия на поток в пограничном слое, обтекающем поверхность объекта, включающий:

первый электрод, расположенный на упомянутой поверхности;

второй электрод, расположенный на упомянутой поверхности так, что, исходя из направления потока в пограничном слое, он размещен за первым электродом;

третий электрод, расположенный между первым и вторым электродами и смещенный в сторону от первого и второго электродов; и

источник напряжения переменного тока для разновременной подачи напряжения переменного тока на первый и третий электроды для создания ионизации воздуха между первым и третьим электродами, которая препятствует отрыву потока в пограничном слое от упомянутой поверхности; и

на второй и третий электроды для создания ионизации воздуха между вторым и третьим электродами, которая вызывает отрыв потока в пограничном слое от упомянутой поверхности.

9. Активатор по п.8, в котором длинные стороны первого и второго электродов расположены на одной линии друг с другом вдоль направления потока в пограничном слое.

10. Активатор по п.9, в котором первый и второй электроды расположены в одной плоскости.

11. Активатор по п.10, в котором третий электрод отделен от первого и второго электродов слоем диэлектрического материала.

12. Активатор по п.8, в котором первый и второй электроды расположены таким образом, что верхняя поверхность каждого электрода лежит приблизительно в одной плоскости с поверхностью упомянутого объекта.

13. Активатор по п.8, в котором источник напряжения переменного тока вырабатывает напряжение переменного тока приблизительно от 3000 В до 20000 В.

14. Активатор по п.8, в котором источник напряжения переменного тока работает на частоте приблизительно от 1 кГц до 20 кГц.

15. Активатор по п.8, в котором все электроды имеют прямоугольную форму, а их длинная сторона ориентирована параллельно направлению потока в пограничном слое.

16. Активатор по п.8, дополнительно включающий по меньшей мере один выключатель, установленный между источником напряжения переменного тока и одним из электродов и управляемый управляющим устройством для управления подачей напряжения переменного тока на электроды.

Описание изобретения к патенту

ПЕРЕКРЕСТНЫЕ ССЫЛКИ НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ

Настоящая заявка связана общей тематикой с заявками на патент США № 11/753857 (реестр Boeing 07-0456; реестр HDP 7784-001059) и № 11/753869 (реестр Boeing 07-0455; реестр HDP № 7784-001060), поданными 25 мая 2007.

Настоящее изобретение также связано общей тематикой с заявкой на патент США № 11/403252, поданной 12 апреля 2006 года и уступленной компании Boeing.

Указание каждой из этих ссылок подразумевает включение содержания соответствующей заявки в настоящее описание.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к системам управления потоком и более конкретно к системе управления потоком плазмы и способу, которые обеспечивают выборочную управляемость, чтобы препятствовать отрыву потока в пограничном слое от поверхности подвижного носителя или объекта или вызывать отрыв потока в пограничном слое от поверхности.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Положения, изложенные в этом разделе, представляют только предпосылки создания настоящего 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.

При разработке летательных аппаратов типа «летающее крыло» и/или бесшарнирных летательных аппаратов особенно сложно оказалось обеспечить управление летательным аппаратом, особенно управление по курсу. Так, трудно управлять по курсу летательным аппаратом типа «летающее крыло» или бесшарнирным летательным аппаратом при углах атаки от малого до умеренного, значения которых обычно лежат в диапазоне около 0-4 градусов. В настоящее время большинство используемых аэродинамических способов управления по курсу летательного аппарата при углах атаки от малого до умеренного включают использование вертикального хвостового оперения или отклонение управляющей плоскости. Таким образом, трудность или даже невозможность обеспечения управления по курсу при углах атаки от малого до умеренного до настоящего времени служило фактором, ограничивающим использование вертикального хвостового оперения.

Масса также является важным фактором для многих типов подвижных носителей и особенно для авиационных подвижных носителей, например самолетов. Современные аэродинамические управляющие системы обычно используют шарнирные панели, которые отклоняют, чтобы изменить поток в пограничном слое, обтекающий поверхность подвижного носителя, например заднюю кромку крыла. Следует отметить, что шарниры и сопутствующие соединения, а также гидравлические или электромеханические приводы, которые необходимо использовать, могут существенно увеличить массу самолета и тем самым увеличить количество топлива, необходимого для конкретного полета или задания, или уменьшить общий полезный груз самолета.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к системе плазменного активатора и способу использования этой системы на подвижных носителях и особенно на высокоскоростных авиационных подвижных носителях, таких как реактивный самолет. Система плазменного активатора формирует устройство для управления потоком, которое применимо для управления потоком в пограничном слое, обтекающим поверхность подвижного носителя.

В одном из вариантов реализации настоящего изобретения предложен способ управления полетом подвижного носителя. Способ включает размещение плазменного активатора на поверхности подвижного носителя таким образом, чтобы он был расположен на пути потока в пограничном слое, обтекающего эту поверхность. Плазменным активатором управляют, чтобы задать первую рабочую конфигурацию, в которой плазменный активатор воздействует на поток в пограничном слое таким образом, что притягивает пограничный слой к поверхности и удерживает поток в пограничном слое на поверхности. Активатором также можно управлять, чтобы задать вторую рабочую конфигурацию, в которой плазменный активатор воздействует на поток в пограничном слое таким образом, что вызывает отрыв потока в пограничном слое от поверхности.

В одном из вариантов реализации размещение плазменного активатора включает размещение плазменного активатора, содержащего первый и третий электроды, разнесенные вдоль направления потока в пограничном слое. Третий электрод расположен между первым и вторым электродами и в плоскости, которая смещена в сторону от плоскости, в которой расположены первый и второй электроды. Между третьим электродом и первым и вторым электродами установлен диэлектрический материал.

В одном из вариантов реализации настоящего изобретения раскрыта система управления полетом авиационного подвижного носителя. Система включает плазменный активатор, расположенный на поверхности подвижного носителя, и источник напряжения переменного тока для подачи электрического питания на плазменный активатор. Плазменный активатор содержит первый электрод, расположенный на поверхности подвижного носителя таким образом, что он размещен на пути потока в пограничном слое вдоль поверхности, и второй электрод, расположенный на поверхности так, что исходя из направления потока в пограничном слое он размещен за первым электродом. Третий электрод отделен от первого и второго электродов диэлектрическим слоем и расположен между первым и вторым электродами в плоскости, которая смещена в сторону от плоскости, в которой расположены первый и второй электроды. Управляющее устройство управляет подачей напряжения переменного тока от источника напряжения переменного тока на электроды для получения по меньшей мере одного из следующих режимов:

подача напряжения переменного тока на первый и третий электроды, чтобы вызывать ионизацию воздуха между первым и третьим электродами, которая препятствует отрыву потока в пограничном слое от поверхности; и

подача напряжения переменного тока на второй и третий электроды, чтобы вызывать ионизацию воздуха между вторым и третьим электродами, которая вызывает отрыв потока в пограничном слое от поверхности.

В одном из вариантов реализации система и способ определяют плазменный активатор, который выполнен с возможностью выборочного предотвращения отрыва потока в пограничном слое от поверхности объекта, а также вызывания отрыва потока в пограничном слое.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Описываемые чертежи служат исключительно цели иллюстрации и не преследуют цели ограничения объема настоящего изобретения любым образом.

Фиг.1 изображает вид сверху подвижного носителя, включающего несколько плазменных активаторов в соответствии с одним из вариантов реализации настоящего изобретения, причем плазменные активаторы установлены вдоль передней кромки крыльев самолета;

фиг.2 изображает увеличенный вид сбоку в сечении одного из плазменных активаторов, изображенных на фиг.1, по линии сечения 2-2 на фиг.1, изображающий активатор, который приведен в действие для препятствования отрыву потока в пограничном слое от поверхности крыла, а также источник напряжения переменного тока в упрощенной форме и управляющее устройство, используемое для управления активатором; и

фиг.3 изображает вид плазменного активатора, изображенного на фиг.2 и управляемого таким образом, чтобы вызвать отрыв потока в пограничном слое от поверхности крыла.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Нижеследующее описание носит исключительно иллюстративный характер и не ограничивает настоящее изобретение, его применение или использование.

На фиг.1 изображен подвижный носитель, в данном примере представляющий собой самолет 12, содержащий несколько плазменных активаторов 10. В данном примере активаторы 10 расположены рядом с передними кромками 16а и 16b крыльев 14а и 14b соответственно самолета 12. Однако следует отметить, что активаторы 10 могут быть использованы на подвижном носителе фактически любого вида, на котором необходимо осуществлять управление по курсу или пространственным положением подвижного носителя без необходимости использования откидных или подвижных панелей. Возможно также применение изобретения в таких устройствах как беспилотные самолеты, ракеты, винтокрылы, высокоскоростные наземные транспортные средства и, возможно, даже высокоскоростные морские суда. Кроме того, хотя активаторы 10 изображены на крыльях 14а, 14b самолета 12, они могут быть установлены вдоль фюзеляжа, на горизонтальных стабилизаторах, вертикальном хвостовом оперении, сужающейся хвостовой части или в любом другом месте, где может существовать необходимость воздействия на поток в пограничном слое вдоль самолета.

На практике часто возникает необходимость расположения нескольких активаторов 10 вдоль поверхности, на которой требуется управлять пограничным слоем, как показано на фиг.1. Расстояние между соседними активаторами 10, размеры активатора и конкретное количество активаторов обусловлены требованиями данной области применения.

На фиг.2 изображен вид сбоку в сечении одного из активаторов 10. Каждый активатор 10 включает первый электрод 18, второй электрод 20 и третий электрод 22. Второй электрод 20 отделен промежутком от первого электрода 18. Предпочтительно электроды 18 и 20 установлены в углублении в поверхности 24 крыла 14а таким образом, что верхние поверхности 18а и 20а соответствующих электродов 18 и 20 расположены заподлицо с поверхностью 24 в одной плоскости друг с другом. Электроды 18 и 20 могут быть также установлены на поверхности 24. Однако установка электродов 18 и 20 в углублении обеспечивает сохранение первоначального аэродинамического профиля крыла 14а или другой поверхности, на которой установлен активатор 10, и уменьшение аэродинамического сопротивления.

Третий электрод 22 установлен между первым электродом 18 и вторым электродом 20, так что его длинная сторона параллельна длинным сторонам электродов 18 и 20, но со смещением в сторону от электродов 18 и 20, то есть ниже их по высоте. Третий электрод 22 окружен диэлектрическим слоем из материала 25, который отделяет электрод 22 от электродов 18 и 20 соответственно. Каждый из электродов 18, 20 и 22 может быть выполнен по существу прямоугольной формы с ориентацией главной оси, то есть оси, соответствующей длинной стороне, перпендикулярно направлению потока в пограничном слое. Другие ориентации также возможны согласно требованиям в данной области применения.

На практике электроды 18, 20, 22 могут быть выполнены из любого проводящего материала. Больше всего подходит медь. Электроды 18, 20, 22 могут быть выполнены в форме тонких полос, например полос фольги, и могут иметь типичную толщину порядка примерно 0,001-0,005 дюйма (0,0254-0,127 мм). Длина и ширина каждого электрода 18, 20, 22 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) длиной и 0,12-0,20 дюйма (3-5 мм) шириной для каждого из электродов 18 и 20. Ширина утопленного электрода 22 обычно больше, чем ширина электрода 20, и обычно может быть порядка 1,0-2,0 дюймов (2,54 см - 5,08 см) в зависимости от рабочего напряжения, подаваемого источником 26 напряжения переменного тока. Слой материала 25 может включать любой пригодный диэлектрический материал, например кварц или диэлектрические материалы KAPTON® и TEFLON®. Другие диэлектрические материалы, например керамика, также могут быть пригодными для использования, а конкретный используемый диэлектрик может быть определен согласно требованиям в данной области применения. Часть слоя из материала 25 также может быть использована для заполнения промежутка между электродами 18 и 20. Расстояние по высоте между электродом 22 и электродами 18 и 20 обычно составляет около 0,003-0,50 дюйма (0,076-12,7 мм), хотя его также можно значительно изменять согласно требованиям в данной области применения.

Кроме того, на фиг.2 источник 26 напряжения переменного тока соединен с электродом 22 и через два выключателя 28 и 30 с электродами соответственно 18 и 22. Источник 26 вырабатывает слаботочный высоковольтный сигнал переменного тока предпочтительно в диапазоне примерно от 3000 вольт до 20000 вольт. Частота источника 26 обычно составляет примерно от 1 кГц до 20 кГц, но может быть изменена согласно требованиям в данной области применения. Предпочтительно обеспечена возможность изменения конкретного значения выходного сигнала источника 26, чтобы активатор 10 мог обеспечивать изменяемую степень управления потоком текучей среды.

С выключателями 28 и 30 соединено управляющее устройство 32. Выключатели 28, 30 могут быть полупроводниковыми переключающими устройствами, пригодными для работы с напряжением, вырабатываемым источником 26, или могут включать любые другие переключающие устройства подходящего вида. Как описано более подробно в нижеследующем описании, компоненты 18, 20, 22, 25, 26, 28, 30 и 32 фактически формируют "двухрежимный" плазменный активатор, который выполнен с возможностью выборочно вызывать или прекращать отрыв пограничного слоя от поверхности 24. Чтобы управлять конкретным значением выходного сигнала источника 26 также может быть использовано устройство 32. В одном из вариантов реализации устройство 32 может быть использовано для управления выключателями 28 и 30, чтобы вырабатывать импульсы напряжения переменного тока, подаваемые на пары электродов 18, 22 и 20, 22 с коэффициентом заполнения импульса около 10%-100%. Подача импульсного сигнала переменного тока на пары электродов 18, 22 и 20, 22 может привести к увеличению кпд и общей эффективности активатора 10.

Работа активатора 10 описана со ссылками на фиг.2 и 3. На фиг.2 проиллюстрировано, что когда необходимо предотвратить отрыв потока в пограничном слое от поверхности 24, устройство 32 приводит в действие переключатель 28, то есть замыкает его, и размыкает выключатель 30. В результате высокое напряжение переменного тока от источника 26 поступает на электроды 18 и 22. Это высокое напряжение ионизирует воздух вблизи промежутка между электродами 18 и 22. Ионизация обычно происходит, когда на электроды 18 и 22 подают напряжение переменного тока около 3000 вольт. Созданное электрическое поле воздействует на ионизированный воздух и ускоряет заряженные частицы, которые сталкиваются с нейтральными молекулами воздуха в пограничном слое, создавая "пристенную струю". Напряженность электрического поля прямо пропорциональна величине поданного напряжения переменного тока. Более конкретно, электрическое поле создает в ионизированном воздухе импульс объемной силы, который способствует созданию потока текучей среды, то есть пристенного потока, в непосредственной близости от поверхности 24. Вынужденный поток текучей среды обозначен стрелкой 34. Поток 34 вызывает увеличение момента количества движения текучей среды пограничного слоя вблизи поверхности 24. Полученный в результате вынужденный поток текучей среды направлен от электрода 18 к электроду 22. Поток 34 действует таким образом, что предотвращает или по меньшей мере значительно препятствует отрыву пограничного слоя от поверхности 24. Соответственно фиг.2 иллюстрирует ситуацию, которую можно рассматривать как "режим присоединения потока" или "первую рабочую конфигурацию" для активатора 10.

Фиг.3 иллюстрирует, что когда необходимо вызвать отрыв пограничного слоя от поверхности 24, устройство 32 приводит в действие переключатель 30, то есть замыкает его, и размыкает выключатель 28. Это также вызывает ионизацию воздуха в области между электродом 20 и электродом 22, но вынужденный поток текучей среды, обозначенный стрелкой 36, направлен по существу в направлении, противоположном направлению потока 34. Поток 36 способствует отрыву пограничного слоя от поверхности 24. Таким образом, простым выбором пары электродов 18, 22 или 20, 22 каждого активатора 10, на которую подано напряжение переменного тока, воздействуют, как необходимо, на поток в пограничном слое. При подаче изменяемого напряжения переменного тока можно менять напряженность электрического поля, а значит, и степень, с которой электроды 18 и 22 воздействуют на поток в пограничном слое. Фиг.3 иллюстрирует ситуацию, которую можно рассматривать как "режим отрыва потока" или "вторую рабочую конфигурацию" активатора 10.

Активаторы 10 могут быть использованы в целях управления по курсу, например при малых углах атаки, путем разноименного управления активаторами 10 на крыльях 14а и 14b. Например, активаторами 10 на крыле 14а управляют таким образом, чтобы был достигнут один эффект, например предотвращение отрыва потока, в то время как активаторами 10 на крыле 14b управляют таким образом, чтобы создавать отрыв потока, в результате чего обеспечивают управление самолетом 12 по курсу. Управление по курсу обеспечено разницей аэродинамических сопротивлений, созданной совместным действием активаторов 10 на крыльях 14а и 14b и плечом момента, создаваемого на конце каждого крыла 14а и 14b вокруг его осевой линии.

Очевидно, что приведенное выше описание представляет собой только один пример того, как активаторы 10 могут быть реализованы на самолете 12. Однако активаторы 10 могут быть также использованы для создания разности боковых сил, действующих на фюзеляж самолета или ракету, и создания таким образом путевого момента. Кроме того, на крыльях 14а и 14b может быть создана разность подъемных сил для создания момента крена.

Устранение или сокращение числа традиционных механических и/или гидравлических исполнительных органов управления приводом могут значительно уменьшить массу самолета и таким образом увеличить время полета для выполнения задания или дальность полета для данного самолета. Активаторы 10 и связанные с ними система и способ, описанные здесь, могут быть использованы вместо традиционных исполнительных органов управления, например отклоняемых носков крыла или закрылков, элеронов, подвижных поверхностей хвостового оперения и турбулизаторов, что обеспечивает уменьшение массы и аэродинамического сопротивления, создаваемых этими компонентами.

Выше описаны различные варианты реализации изобретения, 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.