EA011937B1

EA011937B1 - Подфюзеляжный обтекатель летательного аппарата

Info

Publication number: EA011937B1
Application number: EA200700565A
Authority: EA
Inventors: Марио Хименес-Дель-Лаго; Хулиан Перес-Серрано
Original assignee: Эрбус Эспанья, С.Л.
Priority date: 2006-10-31
Filing date: 2007-04-04
Publication date: 2009-06-30
Also published as: US20080099610A1; EP1918194A2; EA200700565A1; EP1918194A3; ATE529332T1; ES2317762B1; ES2317762A1; US8128029B2; EP1918194B1

Abstract

Приведено описание подфюзеляжного обтекателя летательного аппарата, размещенного между его левым крылом (2а) с нижней левой поверхностью (2е) и правым крылом (2b) с нижней правой поверхностью (2f) и имеющего нижнюю центральную часть (3a) с выпуклой в поперечном сечении формой, расположенную между нижней левой поверхностью (2е) и нижней правой поверхностью (2f), причем угол (φ) между линией поперечного сечения обтекателя (3) и линиями поперечного сечения каждого крыла (2а, 2b), соответствующими нижним поверхностям (2е, 2f), меньше 90°; левую боковую часть (3c) вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней левой поверхности (2е) и центральной частью (3a), и правую боковую часть (3b) вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней правой поверхности (2f) и центральной частью (3a); отдельные первые области перегиба (4а, 4b) между нижними поверхностями (2е, 2f) каждого крыла (2а, 2b) и соответствующими боковыми частями (3c, 3b); отдельные вторые области перегиба (4с, 4d) между боковыми частями (3c, 3b) и центральной частью (3a).

Description

Настоящее изобретение относится к области конструкций аэродинамических поверхностей для летательных аппаратов, в частности внешних форм подфюзеляжных обтекателей (обтекателей стыка крыльев с фюзеляжем).

Уровень техники

Основным назначением подфюзеляжного обтекателя летательного аппарата является обеспечение необходимого полезного внутреннего пространства для размещения различных компонентов, например основной опоры шасси, и для установки различных систем.

Аэродинамические характеристики системы обтекатель-крыло, а также системы обтекательфюзеляж важны как на высоких дозвуковых скоростях (околозвуковой режим), так и на низких скоростях (режим, близкий к режиму несжимаемости). Под высокими дозвуковыми скоростями обычно понимаются скорости, которым соответствуют значения числа Маха (М) в диапазоне 0,7-0,95.

Хорошая конструкция аэродинамических поверхностей подфюзеляжного обтекателя минимизирует неблагоприятное влияние трех взаимосвязанных элементов (крыло, обтекатель, фюзеляж), которые являются источниками аэродинамического сопротивления и потерь подъемной силы летательного аппарата, а также позволяет улучшить характеристики обтекания поверхностей воздушным потоком, которые конструкция крыло-фюзеляж имела бы без обтекателя. Ввиду серьезного влияния обтекателя на обтекание потоком крыла и фюзеляжа и, соответственно, на аэродинамические характеристики летательного аппарата и учитывая основное назначение обтекателя, его внешняя форма должна быть, как это происходит зачастую со многими техническими продуктами, компромиссом, согласующим инженерные решения в различных областях.

При заданном полезном внутреннем объеме обтекателя его форма имеет важное значение для оптимизации аэродинамического качества летательного аппарата. С точки зрения аэродинамики обтекатели, традиционно использующиеся в авиации, основывались на следующих технических решениях.

Первое техническое решение соответствует простой конструкции обтекателя, имеющего в основном выпуклую (куполообразную) форму и выступающего ниже контура фюзеляжа, пересечение которого с аэродинамическими поверхностями крыла ограничивалось влиянием вязкости (внутреннего трения), прежде всего, на верхней внешней поверхности крыла через верхнюю центральную зону обтекателя, называемую зализом (ЕдЬей ТогепЬеек, Синтез конструкции дозвукового летательного аппарата; Эс1Г1 Ишуегайу Рге88, 1976), в то время как остальные части (передняя, нижняя центральная и задняя зоны) обтекателя, прежде всего, имели плавные обводы в направлении движения воздушного потока для минимизации предельного слоя реального обтекателя без серьезного взаимодействия с воздушным потоком, обтекающим крыло. Примером такого первого традиционного технического решения является подфюзеляжный обтекатель самолета ΑΙΒΒυδ А330.

Второе традиционное решение соответствует более сложной конструкции обтекателя, который минимально выдается вниз за контур фюзеляжа для обеспечения наилучшей аэродинамики стыка с крылом, прежде всего, за счет того, что переход в направлении продольной оси фюзеляжа (X) поперечной области, охватываемой обтекателем, хорошо вписан в основные части летательного аппарата (Ктсйагй Т. \У1ШсотЬ. 1952), причем рост аэродинамического сопротивления на повышенных дозвуковых скоростях уменьшен по сравнению с первым традиционным техническим решением. Примером такого второго традиционного технического решения является подфюзеляжный обтекатель самолета ΑΙΚΒυδ А380.

Обтекатели, выполненные в соответствии с обоими традиционными решениями, имеют в основном одинаковую форму поперечного сечения их внешней поверхности (или поперечные сечения в плоскостях, которые перпендикулярны продольной оси фюзеляжа), которую можно назвать классической и которая имеет определенные отличительные геометрические характеристики. Таким образом, эта классическая форма представляет собой симметричную кривую по отношению к плоскости симметрии летательного аппарата, имеет переменную кривизну, но всегда выпуклая, если смотреть изнутри обтекателя, т.е. без изменения знака кривизны и без каких-либо точек перегиба (перехода от выпуклой формы к вогнутой и наоборот), в то время как угол (φ) между поперечным сечением обтекателя и линией, соответствующей поперечному сечению нижней поверхности крыла, является острым углом, величина которого близка к 90°.

Хотя второе традиционное техническое решение представляет улучшение по сравнению с первым решением с точки зрения аэродинамического сопротивления всей конструкции летательного аппарата на повышенных дозвуковых скоростях, однако объем обтекателя в этом случае будет существенно меньше, чем в случае первого технического решения, что ухудшает возможности размещения в обтекателе различных технических систем.

Поэтому имеется потребность в новом техническом решении для формы подфюзеляжного обтекателя, которая имела бы аэродинамические характеристики, аналогичные характеристикам, обеспечиваемым вторым традиционным техническим решением, и в то же время обеспечивала бы увеличенный полезный объем для установки различных технических систем в его переднем и среднем участках, величина которого была бы близка к полезному объему, обеспечиваемому первым традиционным техническим решением.

- 1 011937

Сущность изобретения

В основу настоящего изобретения была положена задача преодоления недостатков существующих конструкций за счет создания новой формы подфюзеляжного обтекателя летательного аппарата, имеющего аэродинамические характеристики, которые, по меньшей мере, близки к характеристикам, обеспечиваемым вторым традиционным техническим решением, и в то же время обеспечивающего увеличенный полезный объем для установки различных технических систем в переднем и среднем участках обтекателя. Эта цель достигается в подфюзеляжном обтекателе, который симметричен в отношении плоскости симметрии летательного аппарата и проходит между левым крылом, имеющим нижнюю левую поверхность, и правым крылом, имеющим нижнюю правую поверхность, и который включает нижнюю центральную часть с выпуклой в поперечном сечении формой, расположенную между нижними левой и правой поверхностями, причем угол (φ) между линией поперечного сечения обтекателя и линиями поперечного сечения, соответствующими нижним поверхностям каждого крыла, меньше 90°, и при этом предлагаемый обтекатель отличается тем, что дополнительно содержит нижнюю левую боковую часть вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней левой поверхности и центральной частью, и нижнюю правую боковую часть вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней правой поверхности и центральной частью;

первые области (точки) перегиба между нижними поверхностями крыльев и соответствующими боковыми частями;

вторые области перегиба между боковыми частями и центральной частью.

Угол φ предпочтительно имеет минимально возможную величину, при которой обеспечивается выполнение конструктивных ограничений и ограничений по уплотнению соединения между центральным обтекателем и крылом. Типичное конструктивное ограничение заключается в том, что панели для обтекателя имеют определенную толщину, в результате чего соединение заподлицо панелей обтекателей и панелей нижней поверхности крыла становится невозможным, что же касается ограничений по уплотнению, то одно из них связано с тем, что для резиновых уплотнительных элементов, устанавливаемых между панелями крыла и обтекателя, необходим минимальный угол посадки для обеспечения необходимого уровня герметизации. Оба типа ограничений определяют минимальную величину угла φ, которая зависит от используемых технологий и обычно составляет примерно 10°. Учитывая это обстоятельство, в соответствии с настоящим изобретением величина угла φ предпочтительно меньше 45° и более предпочтительно меньше 30°, но в любом случае больше 10°. В особо предпочтительных вариантах осуществления изобретения величина угла φ находится в диапазоне от 10 до 15°.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения подфюзеляжный обтекатель содержит передний участок, имеющий соответствующие боковые части и первые области перегиба, задний участок с выпуклой в поперечном сечении формой, который не включает эти боковые части и первые области перегиба, и отдельные переходные части, на которых конфигурация поперечного сечения переднего участка постепенно переходит в конфигурацию поперечного сечения заднего участка.

С помощью новой конфигурации предлагаемого в настоящем изобретении подфюзеляжного обтекателя может быть получен полезный внутренний объем, близкий к объемам обтекателей, выполненных в соответствии с первым традиционным решением, описанным выше, в то время как аэродинамические характеристики обтекателя, подтвержденные испытаниями, насколько это было возможно, близки к характеристикам обтекателей, выполненных в соответствии со вторым техническим решением.

Кроме того (и это было проверено в пределах возможного экспериментально), с точки зрения только аэродинамики конфигурация предлагаемого в изобретении обтекателя обеспечивает ряд преимуществ по сравнению с первым традиционным техническим решением. Так, воздушный поток, падающий на крыло в зоне возле фюзеляжа (средняя часть крыла), замедляется, что, с одной стороны, означает снижение неблагоприятного влияния сжимаемости воздуха на повышенных дозвуковых скоростях и, с другой стороны, означает снижение положительного градиента давления на нижней поверхности внутренней части крыла. Оба эффекта дают в результате увеличение аэродинамического качества (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению). В случае размещения двигателей под крыльями этот эффект усиливается, и, кроме того, задерживается или предотвращается вовсе срыв потока на нижней поверхности средней части крыла на очень высоких дозвуковых скоростях и при малых коэффициентах подъемной силы. Аналогично, при движении летательных аппаратов на малых скоростях и при высоких коэффициентах подъемной силы увеличенное сверхсжатие на нижней поверхности средней части крыла приводит к увеличению подъемной силы летательного аппарата при заданном угле атаки.

Краткое описание чертежей

Ниже рассмотрены варианты осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

на фиг. 1 - схематический вид поперечного сечения подфюзеляжного обтекателя в соответствии с первым традиционным техническим решением;

на фиг. 2 - схематический вид поперечного сечения подфюзеляжного обтекателя в соответствии со

- 2 011937 вторым традиционным техническим решением;

на фиг. 3 - схематический вид поперечного сечения подфюзеляжного обтекателя в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 4 - схематический вид поперечного сечения, на котором для сравнения приведены формы обтекателей в соответствии с традиционными техническими решениями, представленными на фиг. 1 и 2, и форма обтекателя в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, представленным на фиг. 3;

на фиг. 5 - схематический вид снизу в перспективе летательного аппарата с подфюзеляжным обтекателем в соответствии с настоящим изобретением.

Варианты осуществления изобретения

На фиг. 1 и 2 представлены традиционные варианты осуществления подфюзеляжного обтекателя 3, установленного на фюзеляже 1 летательного аппарата, имеющего левое крыло 2а с верхней внешней поверхностью 2с и нижней внешней поверхностью 2е, которые отходят от соответствующих мест фюзеляжа 1. Подфюзеляжный обтекатель 3 содержит нижнюю центральную часть За, которая проходит от соединения 4а обтекателя 3 с нижней поверхностью 2е левого крыла 2а и до соединения 4Ь обтекателя 3 с нижней поверхностью 2ί правого крыла 2Ь. Обтекатель 3 выполнен симметричным по отношению к продольной оси симметрии 8.

В варианте первого традиционного технического решения, схема которого представлена на фиг. 1, можно видеть выпуклую нижнюю центральную часть 3 а, которая в достаточной степени отходит вниз от контура фюзеляжа 1, в результате чего увеличивается его полезный объем, хотя его аэродинамические характеристики могли бы быть и лучше. Что касается варианта второго традиционного технического решения, схема которого представлена на фиг. 2, то нижняя центральная часть практически не отходит вниз от нижнего контура фюзеляжа 1, в результате чего аэродинамические характеристики будут лучше, чем в случае первого решения, однако полезный объем обтекателя при этом уменьшается. В обоих случаях угол φ между линией поперечного сечения обтекателя и линией поперечного сечения, соответствующей нижней поверхности каждого крыла, будет острым, т.е. меньше 90°.

В варианте осуществления изобретения, схема которого представлена на фиг. 3 и 5 (и на сравнительной схеме фиг. 4), подфюзеляжный обтекатель также содержит левую боковую часть 3с, которая имеет вогнутость в поперечном сечении и проходит между нижней поверхностью 2е левого крыла и центральной частью 3 а обтекателя, и правую боковую часть 3Ь обтекателя, которая также имеет вогнутость в поперечном сечении и проходит между нижней поверхностью 2ί правого крыла и центральной частью 3а обтекателя.

Между нижней поверхностью 2е левого крыла и левой боковой частью 3 с обтекателя находится первая левая область 4а перегиба, а между нижней поверхностью 2ί правого крыла и правой боковой частью 3Ь обтекателя находится первая правая область 4Ь перегиба. В свою очередь, между левой боковой частью 3 с и центральной частью 3 а обтекателя находится вторая левая область 4с перегиба, а между правой боковой частью 3Ь и центральной частью 3 а обтекателя находится вторая левая область 46 перегиба. Угол φ между линией поперечного сечения обтекателя 3 и линией поперечного сечения, соответствующей нижней поверхности каждого крыла, равен 15°.

В соответствии с видом, представленным на фиг. 5, боковые части 3с, 3Ь и, соответственно, области перегиба 4а, 4Ь имеются только на переднем участке 36, и отсутствуют на заднем участке 3е обтекателя 3, так что между этими участками 36, 3е образуются отдельные переходные части 3д, в которых конфигурация поперечного сечения переднего участка 36 постепенно переходит в направлении заднего концевого участка 3ί подфюзеляжного обтекателя 3 в конфигурацию поперечного сечения заднего участка 3е. Как можно видеть на фиг. 5, подфюзеляжный обтекатель 3 симметричен по отношению к продольной оси X симметрии фюзеляжа 1 летательного аппарата.

На фиг. 4 дается сравнение полезных внутренних объемов предлагаемого в настоящем изобретении обтекателя 3 и обтекателей 3' и 3 в соответствии с первой (см. фиг. 1) и второй (см. фиг. 2) традиционными конфигурациями. Можно видеть, что полезный объем предлагаемого в изобретении обтекателя 3 несколько меньше, чем объем традиционного обтекателя 3', но существенно превышает объем традиционного обтекателя 3. Тем не менее, принимая во внимание достоинства предлагаемого в изобретении подфюзеляжного обтекателя 3 по сравнению с традиционным обтекателем 3', можно сделать вывод, что настоящее изобретение дает положительный технический результат по сравнению с обоими традиционными обтекателями 3', 3.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Подфюзеляжный обтекатель летательного аппарата, размещенный между его левым крылом (2а) с нижней левой поверхностью (2е) и правым крылом (2Ь) с нижней правой поверхностью (21) и имеющий нижнюю центральную часть (За) с выпуклой в поперечном сечении формой, расположенную между нижней левой поверхностью (2е) и нижней правой поверхностью (21), причем угол (φ) между линией поперечного сечения обтекателя (З) и линиями поперечного сечения каждого крыла (2а, 2Ь), соответствующими нижним поверхностям (2е, 21), меньше 90°, отличающийся тем, что он дополнительно содержит левую боковую часть (Зс) вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней левой поверхности (2е) и центральной частью (За), и правую боковую часть (ЗЬ) вогнутой линии поперечного сечения, которая проходит по меньшей мере между частью нижней правой поверхности (21) и центральной частью (За);

отдельные первые области перегиба (4а, 4Ь) между нижними поверхностями (2е, 21) каждого крыла (2а, 2Ь) и соответствующими боковыми частями (Зс, ЗЬ);

отдельные вторые области перегиба (4с, 4й) между боковыми частями (Зс, ЗЬ) и центральной частью (За).
2. Подфюзеляжный обтекатель по п.1, отличающийся тем, что он имеет передний участок (Зй), содержащий соответствующие боковые части (Зс, ЗЬ) и первые области перегиба (4а, 4Ь), не включающий эти боковые части (Зс, ЗЬ) и первые области перегиба (4а, 4Ь) в задний участок (Зе) с выпуклой в поперечном сечении формой и отдельные переходные части (Зд), в которых конфигурация поперечного сечения переднего участка (Зй) постепенно переходит в конфигурацию поперечного сечения заднего участка (Зе).
3. Подфюзеляжный обтекатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что угол (φ) между линией поперечного сечения (З) и линиями поперечного сечения, соответствующими нижним поверхностям (2е, 21) каждого крыла (2а, 2Ь), составляет от 10 до 45°, предпочтительно от 10 до З0° и более предпочтительно от 10 до 15°.