RU2537076C1 - Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата - Google Patents
Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2537076C1 RU2537076C1 RU2013137841/11A RU2013137841A RU2537076C1 RU 2537076 C1 RU2537076 C1 RU 2537076C1 RU 2013137841/11 A RU2013137841/11 A RU 2013137841/11A RU 2013137841 A RU2013137841 A RU 2013137841A RU 2537076 C1 RU2537076 C1 RU 2537076C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- aircraft
- wing
- edge
- angle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°. Задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной. Устройство установлено на фюзеляже в виде вихрегенератора. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы крыла. 4 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.
Известно, что на режимах взлета и посадки при отклонении предкрылка возникает разрыв между фюзеляжем и предкрылком. В этой области возникает локальная зона нестационарного течения, которая приводит к ухудшению обтекания бортовой секции крыла, возникновению преждевременного локального отрыва потока при увеличении угла атаки и, как следствие, потере несущих свойств всего самолета. Для улучшения обтекания и смещения наступления отрыва на больших углах атаки используются различные устройства, такие как вихрегенераторы различного вида, удлинители предкрылка и другие элементы конструкции.
Применение вихрегенератора позволяет при небольшом размере и без значительных конструктивных сложностей существенно изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата.
Принципы управления и конструктивные способы предотвращения отрыва потока на крыле описаны в книге: Чжен П. Управление отрывом потока. - М.: Мир, 1979, глава 4, стр.200-304. Показано, что предотвратить локальный отрыв потока на крыле или затянуть этот процесс на большие углы атаки возможно либо с помощью предкрылков, либо вихрегенераторов, устанавливаемых на верхней поверхности крыла. Положительный эффект от применения этих элементов достигается за счет повышения энергии в области замедленного потока или роста уровня турбулентности в сечениях крыла, расположенных за вихрегенератором.
Известен дефлектор-вихрегенератор (см. статью T.D. Ward and R.S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. of Aircraft, vol.22, N 6, 1985 г.), выполненный в виде треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки xпк=75°, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом φдвг≈-30° относительно хорды крыла.
Недостатком, который можно указать, является то, что такой дефлектор-вихрегенератор "работает" как элемент предкрылка и радикального влияния на характер срыва на крыле не оказывает.
Известен дефлектор-вихрегенератор (Патент РФ №2128129. МПК B64C 23/06, опуб. 27.03.1999), взятый за прототип, выполненный в виде треугольной пластины, установленной на фюзеляже или мотогондоле. Дефлектор-вихрегенератор выполнен с углом стреловидности передней кромки xпк=70-76° и хордой bдвг=(0,5-0,6)ba, где bдвг - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом φдвг в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны
,
.
Однако на стреловидном крыле, образованном по сверхкритическим профилям, при использовании предкрылка течение в области стыка крыла и фюзеляжа становится более сложным, а такое техническое решение - малоэффективным.
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является повышение несущих свойств летательного аппарата на околокритических углах атаки.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата в виде вихрегенератора установлено на фюзеляже и выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°, далее посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°, задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета. Все кромки устройства заострены.
На фиг.1 изображена схема устройства в плане,
на фиг.2 представлена схема установки на летательном аппарате,
на фиг.3 представлена экспериментальная зависимость изменения коэффициента подъемной Су от угла атаки α,
на фиг.4 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества модели самолета в посадочной конфигурации для прототипа и предлагаемого устройства.
Форма вихрегенератора показана на Фиг.1. Вихрегенератор 1 выполнен в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой 2. Угол стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа составляет 40÷50°. Далее посредством плавного скругления 3 передняя кромка 2 вихрегенератора переходит в боковую кромку 4, составляющую с поверхностью фюзеляжа 5 угол не более 5°. Задняя кромка вихрегенератора 6 прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина вихрегенератора 7 составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота вихрегенератора 8 составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части вихрегенератора 9 является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета. Все кромки вихрегенератора заострены.
Параметры установки вихрегенератора показаны на Фиг.2. Вихрегенератор 1 установлен на фюзеляже 10 перед крылом 11 чуть ниже носка его бортового сечения 12. Расстояние по горизонтали 13 от задней заостренной кромки вихрегенератора 14 до носка бортового сечения крыла 12 составляет 8-10% от хорды бортового сечения крыла. Расстояние по вертикали 15 от задней кромки вихрегенератора до носка бортового сечения крыла пропорционально расстоянию по горизонтали и составляет 70-90% от этого расстояния. При наличии предкрылка 16 вихрегенератор располагается за пределами щели между фюзеляжем и предкрылком. В целях уточнения наилучшего положения вихрегенератора для конкретного самолета необходимо проведение экспериментальных исследований. Крепление вихрегенератора к фюзеляжу обусловливается конструкцией самолета и должно быть выполнено с обеспечением максимальной гладкости поверхностей фюзеляжа и вихрегенератора.
Устройство работает следующим образом. При обтекании стыка крыла и фюзеляжа на больших углах атаки возникают локальные зоны отрыва потока, которые при увеличении угла атаки быстро распространяются вдоль размаха крыла. Устройство изменяет обтекание области стыка крыла и фюзеляжа и направляет основную энергию набегающего потока над крылом, обеспечивая тем самым более благоприятное обтекание крыла за устройством, что позволяет обеспечить безотрывное обтекание крыла до больших значений угла атаки.
Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета со стреловидным крылом и предкрылком. Результаты испытаний показали, что предлагаемое устройство по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета на ΔСумах≈0.07÷0.15. При скорости потока, соответствующей числу М=0.2, установка устройства дала возможность увеличить аэродинамическое качество модели на режимах, близких к режиму Сумах на ΔК≈0.2÷0.7 (фиг.4).
Использование предлагаемого изобретения позволит повысить несущие свойства летательного аппарата на режимах взлета и посадки, что, в свою очередь, позволит получить для среднемагистрального пассажирского самолета значительное увеличение полезной нагрузки либо сокращение необходимой длины взлетно-посадочной полосы (ВПП).
Claims (1)
- Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата в виде вихрегенератора, установленного на фюзеляже, отличающееся тем, что оно выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°, далее посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°, задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°, длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета, высота устройства составляет 20÷25% от его длины, толщина центральной части устройства является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета, все кромки устройства заострены.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013137841/11A RU2537076C1 (ru) | 2013-08-14 | 2013-08-14 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013137841/11A RU2537076C1 (ru) | 2013-08-14 | 2013-08-14 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2537076C1 true RU2537076C1 (ru) | 2014-12-27 |
Family
ID=53287565
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013137841/11A RU2537076C1 (ru) | 2013-08-14 | 2013-08-14 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2537076C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2128129C1 (ru) * | 1996-07-11 | 1999-03-27 | Государственный сибирский научно-исследовательский институт авиации им.С.А.Чаплыгина | Дефлектор-вихрегенератор |
US5927645A (en) * | 1998-01-15 | 1999-07-27 | Northrop Grumman Corporation | Shovel nose pneumatic vortex control |
SU1840516A1 (ru) * | 1983-03-21 | 2007-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского" | Летательный аппарат |
-
2013
- 2013-08-14 RU RU2013137841/11A patent/RU2537076C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1840516A1 (ru) * | 1983-03-21 | 2007-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского" | Летательный аппарат |
RU2128129C1 (ru) * | 1996-07-11 | 1999-03-27 | Государственный сибирский научно-исследовательский институт авиации им.С.А.Чаплыгина | Дефлектор-вихрегенератор |
US5927645A (en) * | 1998-01-15 | 1999-07-27 | Northrop Grumman Corporation | Shovel nose pneumatic vortex control |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Inasawa et al. | Detailed observations of interactions of wingtip vortices in close-formation flight | |
RU2012121848A (ru) | Крыло с ламинарным обтеканием, оптимизированное для летательного аппарата сверхзвукового и высокого дозвукового крейсерского полета | |
GB2468978A (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
US10384766B2 (en) | Aircraft wing roughness strip and method | |
US20200023945A1 (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
Papadopoulos et al. | Numerical investigation of the impact of tubercles and wing fences on the aerodynamic behaviour of a fixed-wing, tactical Blended-Wing-Body UAV platform | |
Dakka Dr et al. | Aerodynamic design and exploration of a blended wing body aircraft at subsonic speed | |
CN107264774B (zh) | 一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局 | |
RU2537076C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
RU2556745C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
US8382040B2 (en) | Hamilton H.N2 laminar flow diskette wing | |
RU2399556C2 (ru) | Система и способ снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата | |
Popov et al. | Improving aircraft fuel efficiency by using the adaptive wing and winglets | |
Abdullah et al. | Effect of ground proximity on the flow over STOL CH750 multi-element airfoil | |
Udartsev et al. | Vortex flow wings | |
RU2540293C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2790893C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
Koçak et al. | Aerodynamics of non-slender delta and reverse delta wings: Wing thickness, anhedral angle and cropping ratio | |
RU194250U1 (ru) | Крыло малого удлинения для дозвукового летательного аппарата | |
RU2717416C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU64174U1 (ru) | Концевая крыльевая поверхность | |
RU2533771C2 (ru) | Крыло самолета | |
Palmer et al. | Effect of curved boundary layer fences on aerodynamic efficiency | |
RU2637233C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
Bragin et al. | On the influence of small-dimensional elements on the aerodynamics of supercritical wings |