RU2242400C1

RU2242400C1 - Крыло летательного аппарата

Info

Publication number: RU2242400C1
Application number: RU2003111748/11A
Authority: RU
Inventors: Б.Н. Фролищев (RU); Б.Н. Фролищев
Priority date: 2003-04-23
Filing date: 2003-04-23
Publication date: 2004-12-20

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения аэродинамических и летных характеристик как уже существующих, так и вновь создаваемых летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата состоит из профилей и содержит полуконусы с торцевым срезом в виде стекателей - самоотсосов на задней кромке. Полуконусы установлены на нижней поверхности корневого отсека с размахом не более полуразмаха крыла. Технический результат заключается в повышении аэродинамических, летных характеристик, топливной эффективности и ресурса эксплуатации самолетов. 7 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения аэродинамических и летных характеристик как уже существующих, так и вновь создаваемых летательных аппаратов.

Известно, что для улучшения аэродинамических и летных характеристик распределения нагрузок по размаху крыла, уменьшения массы крыла широко применяют крылья с отрицательной геометрической закрученностью.

Однако при углах геометрической крутки больших φ >-3° имеет место значительное уменьшение подъемной силы и существенное падение роста кабрирующих моментов (Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. Г.С.Бюшгенс, издательский отдел ЦАГИ, Авиа - издательство К.Н.Р., Москва - Пекин, 1995 г., с. 88, рис. 2.22, с. 92, рис. 2.25).

Известно улучшение аэродинамических характеристик крыла за счет установки на его верхней поверхности стекателей с максимальным поперечным сечением у задней кромки крыла и имеющих за ней хвостовую часть (патент США №2967030, кл. 244-41, 1961 г.).

Такие стекатели улучшают аэродинамические характеристики лишь при околозвуковых скоростях потока. Выступающие за заднюю кромку крыла хвостовые части стекателей увеличивают поверхность трения и вследствие этого ухудшают аэродинамические характеристики крыла при малых дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока.

Известно крыло (патент США №4830315, кл. 244-200, 1982 г.), у которого хвостовая поверхность переходит в гофр к острой задней кромке. При таком переходе изменяются переменно углы схода (диффузорность) профилей, причем уменьшение диффузорности верхней поверхности приводит одновременно к увеличению диффузорности на нижней поверхности и наоборот.

Переменное изменение диффузорности профилей от гофрированной острой задней кромки по размаху крыла практически не приводит к улучшению его аэродинамических характеристик в области летных углов атаки, а может лишь несколько увеличивать максимальный коэффициент подъемной силы за счет затягивания возникновения срыва потока от перемешивания гофрированной поверхностью пограничного слоя подобно турбулизаторам.

Известно крыло, составленное из профилей, со стекателями на рулях управления (элеронах), расположенных на их нижней и верхней поверхностях в концевых сечениях крыла в виде полуконусов, переходящих на задней кромке в гофр с торцевым срезом (патент России №2116222, В 64 С 9/00, 1998 г.).

Однако при неотклоненных рулях такое расположение полуконусов не приводит к увеличению подъемной силы Δ C_у, а за задней кромкой крыла, выполненной в виде гофра с торцевым срезом, создается повышенная срывная зона при сохранении практически прежнего скоса потока Δ ε =0 из-за парирования (компенсации) эффекта обтекания от полуконусов верхней и нижней поверхностей.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества, подъемной силы крыла, создание дополнительного кабрирующего момента, улучшение распределения аэродинамической нагрузки по размаху крыла, уменьшение массы и увеличение его ресурса.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата, составленном из профилей и содержащем полуконусы с торцевым срезом (стекатели-самоотсосы) на задней кромке, полуконусы (стекатели-самоотсосы) установлены только на нижней поверхности корневого отсека с размахом 1_с не более полуразмаха крыла l

l_c≤ 0,5l.

На фиг.1 изображено крыло с полуконусами (стекателями-самоотсосами) в перспективе.

На фиг.2 - схема расположения полуконусов (стекателей-самоотсосов) на участке корневого отсека крыла.

На фиг.3 - схема обтекания в сечении крыла-прототипа.

На фиг.4 - схема обтекания в сечении предлагаемого крыла.

На фиг.5 - распределение циркуляции (аэродинамической нагрузки) по размаху крыла у прототипа и предлагаемого крыла.

На фиг.6, 7 - результаты испытаний модели самолета с крылом прототипа и предлагаемым крылом.

Крыло 1 (фиг.1 и 2) летательного аппарата составлено из профилей 2 и содержит полуконусы 3 с торцевым срезом 4 (стекатели-самоотсосы) на его задней кромке 5. Полуконусы (стекатели-самоотсосы) установлены на нижней поверхности 6 корневого отсека 7 с размахом не более полуразмаха крыла l_с≤ 0,5l, где l_с - длина крыла, где расположены полуконусы (стекатели-самоотсосы), l - размах крыла.

При обтекании потоком крыла - прототипа фиг.3 из-за расположения полуконусов 3 как с верхней 8, так и с нижней 6 поверхностей крыла не происходит в местах их расположения увеличения коэффициента подъемной силы Δ c_у и скосов потока Δ ε из-за парирования эффекта обтекания от полуконусов верхней и нижней поверхности.

При обтекании потоком предлагаемого крыла благодаря установке полуконусов (стекателей-самоотсосов) 3 (фиг.4) только на нижней поверхности 6 происходит дополнительное увеличение коэффициента подъемной силы Δ с_у и скоса потока Δ ε , которое обусловлено отсосом пограничного слоя 9 с верхней поверхности 7 крыла за счет донного разрежения 10 на торцевых срезах 4 полуконусов (стекателей-самоотсосов) 3, а также за счет торможения потока 11 перед полуконусами (стекателями-самоотсосами) 3 на нижней поверхности 6 крыла. Расположение полуконусов (стекателей-самоотсосов) в корневом отсеке крыла с размахом l_с≤ 0,5l позволяет благоприятно перераспределить циркуляцию (аэродинамическую нагрузку) по размаху крыла - увеличить в корневых сечениях z≤ 0,5 и уменьшить в концевых сечениях z>0,5 крыла, где z=l_c/l (фиг.5), что дает возможность уменьшить массу крыла и увеличить ресурс его эксплуатации.

Размеры полуконусов зависят от таких параметров крыла как форма, толщина, угол схода профилей к задней кромке крыла и составляют: длина (0,1-0,3)в, где в - местная хорда крыла, радиус торцевого среза r=(0,01-0,03)в. Полуконусы установлены вдоль размаха крыла с шагом, равным (3,0-5,0)r.

Экспериментальные исследования моделей летательного аппарата в аэродинамической трубе показали, что переход к модели с предлагаемым крылом по сравнению с прототипом приводит к увеличению коэффициента подъемной силы на Δ c_у=+0,04, созданию благоприятного кабрирующего продольного момента Δ m_z=+0,035 (фиг.6), что позволяет повысить аэродинамическое качество на Δ кδ ≈ 0,2, улучшить распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла.

Увеличение сопротивления модели летательного аппарата от донного разрежения 10, возникающего на торцевых срезах 4 полуконусов (стекателей-самоотсосов) 3, имеет место лишь в нелетном диапазоне (фиг.7).

Простая конструктивная доработка путем установки стекателей-самоотсосов в виде полуконусов без изменения обводов и конструкции крыла дает возможность использовать предлагаемое изобретение и на существующих самолетах, повысить их летные характеристики, топливную эффективность и ресурс эксплуатации.

Claims

Крыло летательного аппарата, составленное из профилей и содержащее полуконусы в виде стекателей-самоотсосов с торцевым срезом на задней кромке крыла, отличающееся тем, что полуконусы установлены на нижней поверхности корневого отсека крыла с размахом не более полуразмаха крыла.