EA000814B1

EA000814B1 - Устройство крыла самолета

Info

Publication number: EA000814B1
Application number: EA199900555A
Authority: EA
Inventors: Эдвард Коллетт
Original assignee: Бритиш Аэроспейс Паблик Лимитид Кампани
Priority date: 1997-04-18
Filing date: 1998-04-20
Publication date: 2000-04-24
Also published as: MY115402A; AU724415B2; EP1019283A1; GB2324351A; BR9806725A; ES2159947T3; KR100435312B1; JP2000513673A; CN1086664C; TW408077B; CN1243485A; US6135395A; AU7064698A; DE69801589T2; DE69801589D1; KR20000062411A; JP3320072B2; CA2276438A1; GB9707888D0; EP1019283B1

Description

Данное изобретение относится к устройству крыла самолета, включающему в себя механизм большой подъемной силы передней части и, в особенности, к подобным устройствам, включающим в себя средства для уменьшения протяженности по хорде турбулентного пограничного слоя, по крайней мере, над одной из верхней и нижней поверхностей крыла. Изобретение также касается самолета, включающего такие устройства крыла, и механизмов большой подъемной силы для использования в таких устройствах и к способу уменьшения сопротивления, связанному с крылом, имеющим механизм большой подъемной силы передней части крыла.

В данном описании термины «передний, задний, верхний, нижний, по хорде, по размаху крыла» и т.д. касаются ориентации самолета в прямом горизонтальном полете.

Огромные усилия и средства были потрачены авиаконструкторами и аэродинамиками, чтобы уменьшить, насколько возможно, сопротивление самолета, и особенно сопротивление, вызываемое потоком воздуха над поверхностью обшивки самолета. Типичные меры включают в себя изготовление очень гладкой поверхности путем обеспечения ее специальной текстурой или микроскопической структурой для улучшения характеристик потока над поверхностью. Другая техника заключается в применении метода управления пограничным слоем, обращающегося к как бы усиленному гибридному ламинарному потоку. При этом процессе ламинарный пограничный слой поддерживается над увлажненной поверхностью так долго, как только можно, как бы задерживая натиск турбулентного пограничного слоя. Полного предотвращения перехода от ламинарного к турбулентному пограничному слою обычно достигнуть нелегко, но путем задержки напора пограничный слой может дольше поддерживаться в ламинарном режиме, приводя, таким образом, к уменьшению трения. Процесс известен как усиленный гибридный ламинарный поток, принципиальная цель которого заключается скорее в предотвращении напора турбулентности, чем в поддержании целостности ламинарного слоя над увлажненной поверхностью (хотя мы не исключаем такую возможность).

Для достижения этой формы управления за пограничным слоем вызывается «приклеивание» пограничного слоя к поверхности путем обеспечения отрицательного давления над поверхностью посредством множества перфораций - порядка микрона в диаметре - в поверхности. Это уменьшает растущую часть пограничного слоя и, таким образом, задерживает напор ламинарно-турбулентного перехода.

Одна из основных проблем, встречающихся в устройстве усиленного гибридного ламинарного потока крыльев самолета, заключается в необходимости обеспечить разветвленный трубопровод в закрепленной передней части крыла для обеспечения всасывания, требующегося для прохода воздуха через перфорацию в поверхности крыла. Область трубопровода должна занять пространство, которое обычно занято передним лонжероном крыла. Перестановка переднего лонжерона назад для размещения такого трубопровода имеет отрицательные последствия, выражающиеся в увеличении веса крыла. Более того, для крыла с предкрылком передней части область, обычно занятая выпускающим/убирающим и направляющим механизмами для предкрылка должна быть теперь занята разветвленным трубопроводом. Согласно известным предшествующим конструкциям, предкрылок передней части для крыла с усиленным гибридным потоком над его верхней поверхностью возвращается к закрылку Крюгера (Kruger), который предполагает снабжение нижней передней концевой части закрепленной передней части или «D-носа» шарниром и изготовление такой части нижней стороны «Dноса», которая бы могла передвигаться на шарнире вперед и вниз. Однако закрылки Крюгера не так аэродинамически эффективны, как предкрылки.

Таким образом, есть необходимость в устройстве крыла, которое включало бы в себя механизм большой подъемной силы и оборудование для усиления гибридного ламинарного потока, но которое не подвергало бы риску конструкцию основной части крыла и не создавало бы трудности, связанные с весом, упомянутые выше.

Соответственно, в одном аспекте данного изобретения представляется устройство крыла самолета, включающее основную часть крыла и переднюю часть для большой подъемной силы, которая может двигаться между втянутым положением, в котором она в целом сливается с основной частью крыла, и положением, выпущенным от основной части крыла, при этом, по крайней мере, существенная часть открытой верхней поверхности упомянутой передней части является воздушно-проницаемой или перфорированной и находится в сквозном сообщении с всасывающим каналом, связанным с передней частью, благодаря чему в полете всасывание может быть направлено в упомянутый всасывающий канал, чтобы, по крайней мере, уменьшить протяженность по хорде турбулентного пограничного слоя над, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.

По другому аспекту, данное изобретение заявляет самолет, включающий описанное выше устройство крыла.

По следующему аспекту, данное изобретение представляет механизм большой подъемной силы для передней части для использования с основной частью крыла при передвижении между втянутым и выпущенным положением, при этом, по крайней мере, существенная часть верхней поверхности механизма большой подъемной силы является воздушно-проницаемой или перфорированной и находится в сквозном сообщении с всасывающим каналом упомянутого механизма, благодаря чему в полете всасывание может использоваться для образования отрицательного давления, чтобы, по крайней мере, уменьшить протяженность по хорде турбулентного пограничного слоя над, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.

По еще одному аспекту, настоящее изобретение заявляет способ уменьшения трения, связанный с крылом самолета, имеющим механизм большой подъемной силы для передней части, который характеризуется обеспечением существенной части открытой верхней поверхности этого механизма воздушно-проницаемой или перфорированной поверхностью и применением всасывания через упомянутую поверхность, чтобы, по крайней мере, уменьшить протяженность по хорде турбулентного пограничного слоя над, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.

Несмотря на то, что изобретение было описано выше, оно касается и любой комбинации признаков, заявленных выше или в последующем описании.

Изобретение может быть представлено в разнообразных видах и, только для примера, вариант конструкции изобретения и его различные модификации будут далее описаны в деталях, со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых фиг. 1 представляет собой сечение, проходящее через переднюю часть устройства крыла по данному изобретению, на котором предкрылок втянут и изображен как часть сечения крыла;

фиг. 2 - вид, подобный фиг. 1, но показывающий всасывающую складную трубу в области корневой части крыла;

фиг. 3 - вид сверху на находящуюся у борта переднюю часть левой консоли крыла самолета, включающего устройство по фиг. 1 и 2;

фиг. 4 - детальный вид, изображающий границу между следящей кромкой предкрылка и основной частью корпуса;

фиг. 5 - увеличенный вид части следящей кромки; и фиг. 6 - вид на часть следящей кромки по линии VI-VI с фиг. 5.

Обратимся к чертежам. Устройство крыла содержит закрепленную основную часть 10 крыла и относительно подвижный предкрылок 1 2 передней части, установленный на основной части 1 0 крыла посредством криволинейных направляющих выпускающих/убирающих механизмов, изображенных в целом поз. 1 4, для передвижения между положением, изображенным на фиг. 1 , в котором предкрылок 1 2 в целом плавно переходит в основную часть 1 0 крыла, и выпущенным положением большой подъемной силы, в котором он вытягивается вперед и вниз для увеличения кривизны и области эффективной поверхности крыла, и, таким образом, происходит подъем самолета. На фиг. 1 видно, что D-носовая часть 16 основной части крыла имеет сравнительно маленькое поперечное сечение и что некоторая часть этой области занята выпускающим/убирающим механизмом.

При таком устройстве управление пограничным слоем эффективно обеспечивается направлением всасывания через предкрылок 1 2 передней части, а не через основную часть 1 0 крыла. Таким образом, всасывание и техническое обслуживание, требующееся для управления пограничным слоем (за исключением всасывающей складывающейся трубы или труб, которые будут описаны ниже), могут быть размещены предпочтительно в предкрылке 1 2 передней части, хотя при другом устройстве это может быть дополнено обеспечением перфорации и всасывания в фиксированной передней части основного крыла.

Предкрылок 1 2 передней части содержит двустеночную переднюю секцию 18 в целом выпуклой формы и заднюю поверхность 20 в целом вогнутой формы. Двустеночная конструкция содержит наружную поверхность 22 и внутреннюю поверхность 24, соединенные между собой протяженными в целом по размаху крыла перегородками 26, для образования серии всасывающих воздух камер 28 внутри наружной оболочки. Внутренняя поверхность 24 вместе с задней поверхностью 20 образуют всасывающую воздух трубу 30. Как видно более подробно на фиг. 4, наружная оболочка имеет перфорацию 32 на существенной части своей поверхности, в отличие от нижней части 34 (см. фиг. 1 ), хотя и она может быть перфорирована, если нужно. Каждая камера 28 сообщается с всасывающей воздух трубой 30 через ряд отверстий или проходов для движения воздуха 36. Размер проходов для движения воздуха 36 выбирается в соответствии с требуемым профилем разницы давлений в направлении по хорде крыла. Было бы также возможно регулировать давление в направлении по размаху крыла путем обеспечения подходящих перегородок для секций камер 28.

Обратимся опять по преимуществу к фиг.

4. Следящая кромка 40 предкрылка 12 передней части обрабатывается специальным образом по соседству с ее границей с основной частью крыла для образования серии каналов или пазов 42, которые сообщаются с пространством, определенным между задней поверхностью 20 предкрылка и передней частью основной части крыла, и которые вместе с поверхностью основной части крыла определяют ряд всасывающих проходов, как можно видеть на фиг. 5 и 6. Предкрылок включает уплотняющую полосу 44 для уплотнения промежутка между предкрылком 1 2 и основной частью 10 крыла; и задняя поверхность 20 предкрылка включает проходы для движения воздуха 36, чтобы создать всасывание в промежутке между предкрылком 12 и основной частью крыла 12 над уплотняющей полосой 44. Это устройство позволяет обеспечивать всасывание по линии контакта 41 между следящей кромкой предкрылка и основной частью крыла, что уменьшает возможность возникновения турбулентности на границе.

Таким образом, при нормальном крейсерском полете с втянутым предкрылком 1 2 всасывание направляется во всасывающую воздух трубу 30 для обеспечения требуемого профиля давления над поверхностью открытой передней части основной части крыла и верхней поверхностью предкрылка 1 2 и на прилегающей границе контакта 41 между следящей кромкой 40 предкрылка 1 2 и основной частью 1 0 крыла для задержания напора перехода от ламинарного к турбулентному потоку.

Всасывание может осуществляться различными путями, один из них изображен на фиг. 2 и 3. Всасывающая воздух труба 30 самого внутреннего предкрылка 1 2 включает всасывающую складную трубу 46, изогнутую таким образом, чтобы иметь общий центр с дугой движения предкрылка 1 2, и несущую относительно закрепленную часть 48, размещенную внутри корневой части крыла самолета и присоединенную к всасывающему насосу 50, а относительно подвижная часть 52 размещена с возможностью скольжения в отдаленном конце всасывающей складной трубы 46 и присоединена со сквозным сообщением ко всасывающей воздух трубе 30. Всасывание может направляться в наружные соседствующие предкрылки 1 2 посредством шланговых соединений и подходящих уплотнений, или же по размаху крыла вдоль D-носа 16 крыла может располагаться общий всасывающий канал, питающий расположенные по отдельности всасывающие складные трубы, обслуживающие один или более предкрылок 12. В этом примере всасывающая складная труба может быть размещена в месте пилона 54 крыла. При альтернативном устройстве складная труба может и не требоваться, так как всасывание обычно требуется только при крейсерском полете, когда предкрылок втянут. В этом случае складная труба может заменяться укороченным устройством, которое обеспечивает уплотненное сообщение с источником всасывания во втянутом состоянии, и которое разъединяется с ним, когда предкрылок разворачивается, таким образом обеспечивается устройство, которое имеет меньший вес и сложность, чем раздвижное устройство.

Было определено, что при описываемом устройстве предкрылка нет необходимости обеспечивать перфорацию так далеко назад по хорде, как делается в известных существующих конструкциях. Таким образом, может быть достаточно обеспечить перфорацию на предкрылке, возможно, с некоторой дополнительной перфорацией в закрепленной передней части основной части 1 0 крыла, или без нее.

Описываемый вариант конструкции имеет и еще несколько преимуществ. Благодаря геометрии предкрылка 1 2, возможно обеспечить такую перфорацию на предкрылке, которая располагается в задней части D-носа 16 закрепленной основной части крыла, не требуя значительных структурных модификаций основной части крыла. Предкрылок 1 2 защищает закрепленную переднюю часть основной части крыла, и любое повреждение передней части (например, при столкновении с птицей) будет принято в большей степени предкрылком, чем закрепленной передней частью, которую труднее ремонтировать. Перфорированная поверхность обычно изготавливается из нержавеющей стали или титана, и в предшествующих конструкциях для усиления гибридного ламинарного потока в закрепленной передней части включение таких материалов совместно с другими материалами оказалось проблематичным из-за разных структурных характеристик материалов, в то время, как предкрылок по данному изобретению может быть изготовлен из тех же самых материалов, что и перфорированная поверхность или же из совместимых с ними материалов.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Устройство крыла самолета, включающее в себя основную часть крыла и переднюю часть большой подъемной силы, выполненную с возможностью перемещения между втянутым положением, в котором она в целом сливается с основной частью крыла, и положением, развернутым и выпущенным от основной части крыла, отличающееся тем, что, по крайней мере, существенная часть верхней поверхности упомянутой передней части большой подъемной силы выполнена воздушно-проницаемой или перфорированной и находится в сквозном сообщении с всасывающим каналом, связанным с этой передней частью, для направления в полете всасывания в упомянутый всасывающий канал и уменьшения, по крайней мере, протяженности по хорде турбулентного пограничного слоя над, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.
2. Устройство крыла по п.1, отличающееся тем, что оно включает в себя средства для управления степенью всасывания в выбранных точках или областях над открытой верхней поверхностью.
3. Устройство крыла по п.2, отличающееся тем, что упомянутые средства для управления включают в себя множество камер, расположенных внутри упомянутой передней части большой подъемной силы и находящихся в сквозном сообщении с воздушно-проницаемой или перфорированной частью открытой верхней поверхности и упомянутым всасывающим каналом.
4. Устройство крыла по п.3, отличающееся тем, что упомянутые средства для управления включают в себя одно или более отверстий или ограниченных проходов, связанных с одной или более упомянутой камерой, для управления потоком, идущим в упомянутые камеры или из них.
5. Устройство крыла по п.3 или 4, отличающееся тем, что каждая из упомянутых камер имеет вытянутую в основном по размаху крыла форму.
6. Устройство крыла самолета по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что упомянутая передняя часть большой подъемной силы включает в себя предкрылок, имеющий область следящей кромки, расположенной в контакте с основной частью крыла или близко соседствующей с ней, при нахождении предкрылка во втянутом положении, при этом устройство дополнительно включает в себя проход или перфорированные средства для всасывания воздуха или направления всасывания в области границы между областью следящей части кромки упомянутого предкрылка и основной частью крыла.
7. Устройство крыла по п.6, отличающееся тем, что упомянутый проход или перфорированные средства включают в себя отверстия в поверхности предкрылка, обращенные к основной части крыла и находящиеся в сквозном сообщении с упомянутым всасывающим каналом.
8. Устройство крыла по п.7, отличающееся тем, что упомянутый проход или перфорированные средства включают в себя множество в целом вытянутых по размаху крыла отделенных друг от друга каналов в области следящей кромки упомянутого предкрылка, которые образованы с примыкающей поверхностью основной части крыла, при нахождении предкрылка во втянутом положении, определяя множество всасывающих проходов в упомянутой области границы.
9. Устройство крыла по п.6 или 7, или 8, отличающееся тем, что оно включает в себя уплотняющие средства, расположенные в целом по размаху крыла между обращенной назад поверхностью предкрылка и основной частью крыла для обеспечения уплотнения между ними, при нахождении предкрылка во втянутом положении.
10. Устройство крыла самолета по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что оно включает в себя одно или более всасывающее насосное средство для направления всасывания в упомянутый всасывающий канал.
11. Устройство крыла по п. 1 0, отличающееся тем, что упомянутое всасывающее насосное средство размещено в упомянутой основной части крыла и находится в сквозном сообщении с упомянутой передней частью большой подъемной силы через растяжимые всасывающие трубопроводные средства, расположенные между основной частью крыла и этой передней частью.
12. Устройство крыла самолета по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что оно включает в себя одну или более дополнительные упомянутые передние части большой подъемной силы, расположенные по размаху крыла по отношению друг к другу, и каждая из которых имеет упомянутый всасывающий канал, сообщенный с всасывающим каналом, по крайней мере, одной другой упомянутой передней части.
13. Устройство крыла по п.12, отличающееся тем, что упомянутое сообщение с всасывающим каналом, по крайней мере, одной другой упомянутой передней части осуществлено через дополнительное уплотнение, установленное между соседними передними частями большой подъемной силы.
14. Самолет, содержащий устройство крыла, отличающийся тем, что устройство крыла выполнено по любому из предыдущих пунктов.
15. Механизм передней части большой подъемной силы для использования с основной частью крыла при перемещении между втянутым и выпущенным положениями, отличающийся тем, что, по крайней мере, существенная часть верхней поверхности механизма большой подъемной силы выполнена воздушнопроницаемой или перфорированной и находится в сквозном сообщении с всасывающим каналом упомянутого механизма для создания в полете посредством всасывания отрицательного давления и уменьшения, по крайней мере, протяженности по хорде турбулентного пограничного слоя над, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.
16. Механизм передней части по п.15, отличающийся тем, что он включает в себя множество в целом вытянутых по размаху крыла отделенных друг от друга каналов в области следящей кромки передней части.
1 7. Способ уменьшения сопротивления для крыла самолета, имеющего механизм передней части крыла большой подъемной силы, характеризующийся тем, что выполняют существенную часть открытой верхней поверхности механизма передней части воздушно-проницаемой или перфорированной и осуществляют всасывание через упомянутую поверхность для уменьшения, по крайней мере, протяженности по хорде турбулентного пограничного слоя на, по крайней мере, одной из верхней и нижней поверхностей крыла.