RU2556745C1 - Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата - Google Patents
Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2556745C1 RU2556745C1 RU2014120453/11A RU2014120453A RU2556745C1 RU 2556745 C1 RU2556745 C1 RU 2556745C1 RU 2014120453/11 A RU2014120453/11 A RU 2014120453/11A RU 2014120453 A RU2014120453 A RU 2014120453A RU 2556745 C1 RU2556745 C1 RU 2556745C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- slat
- wing
- plane
- section
- aircraft
- 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 и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 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 в зоне сопряжения носовой части крыла и фюзеляжа используются различные устройства, такие как вихрегенераторы различного вида, удлинители предкрылка и другие элементы конструкции.
Применение вихрегенераторов в виде накладки 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, опубл. 27.03.1999 г.), 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≈15-20° 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 в устройстве для повышения несущих свойств летательного аппарата, представляющем собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка, накладка выполнена в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, устройство образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома, размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета, устройство имеет вырез в нижней части, начинающийся от нижней точки внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху, форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства, внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа, близкую форме внутренней поверхности предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства, высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.
На фиг. 1 изображена схема установки устройства,
на фиг. 2 изображена схема установки устройства, вид сверху,
на фиг. 3 изображено сечение крыла с устройством в сечении 1-1 в посадочной конфигурации,
на фиг. 4 изображено сечение крыла с устройством в сечении 1-1 в крейсерской конфигурации,
на фиг. 5 представлено сравнение картины векторных полей скоростей в сравнении с прототипом,
на фиг. 6 представлена экспериментальная зависимость изменения коэффициента подъемной силы Cy от угла атаки α,
на фиг. 7 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества K от угла атаки модели самолета в посадочной конфигурации для прототипа и предлагаемого устройства.
Вихрегенератор в виде накладки 1 установлен в области передней кромки 2 крыла 3, показанной на Фиг. 1 и 2. Накладка установлена на передней кромке крыла в виде его продолжения.
Форма накладки задается двумя сечениями передней кромки крыла. Первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка 4; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа 5 крыла с фюзеляжем 6 и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата 7, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома.
Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренним предкрылком и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета. Устройство имеет вырез 8 в нижней части, начинающийся от нижней точки 9 внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства. Вырез образован пересечением внутренней 10 и внешней 11 поверхностей устройства. Внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа, близкую форме внутренней плоскости предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.
Крепление накладки к крылу обуславливается конструкцией самолета и должно быть выполнено с обеспечением максимальной гладкости поверхностей крыла и накладки.
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. При наличии вихрегенератора в виде накладки как на посадочном (фиг. 3), так и на крейсерском (фиг. 4) режимах полета самолета меняется характер течения потока. На крейсерском режиме - за счет более плавного стыка крыла и фюзеляжа, на посадочном режиме - вследствие образования вихря, сходящего с выреза на нижней части устройства. Схема сравнения поля скоростей для компоновки с предлагаемым устройством и без него, представленная на фиг. 5, показывает более плавный характер течения и отсутствие резких изменений в направлении и величине скорости у предлагаемого устройства.
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 в посадочной конфигурации на ΔCумах≈0.1÷0.15 (фиг. 6). При скорости потока, соответствующей числу M=0.2, установка устройства дала возможность увеличить аэродинамическое качество модели на режимах, близких к режиму Cумах, на ΔK≈0.2÷0.6 (фиг. 7).
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 представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка, отличающееся тем, что выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, устройство образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома, размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета, устройство имеет вырез в нижней части, начинающийся от нижней точки внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху, форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства, внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа близкую форме внутренней поверхности предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства, высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014120453/11A RU2556745C1 (ru) | 2014-05-21 | 2014-05-21 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014120453/11A RU2556745C1 (ru) | 2014-05-21 | 2014-05-21 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2556745C1 true RU2556745C1 (ru) | 2015-07-20 |
Family
ID=53611537
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014120453/11A RU2556745C1 (ru) | 2014-05-21 | 2014-05-21 | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2556745C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2747810C2 (ru) * | 2016-11-25 | 2021-05-14 | Эйрбас Оперейшнз С.Л. | Несущая поверхность воздушного судна и воздушное судно |
Citations (4)
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 |
US6152404A (en) * | 1997-05-13 | 2000-11-28 | Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh | Apparatus for influencing a wing root airflow in an aircraft |
SU1840518A1 (ru) * | 1981-05-29 | 2007-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Летательный аппарат |
US8118265B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-02-21 | Embraer S.A. | Devices and methods to improve wing aerodynamics at low airspeeds |
-
2014
- 2014-05-21 RU RU2014120453/11A patent/RU2556745C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1840518A1 (ru) * | 1981-05-29 | 2007-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени 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 |
US6152404A (en) * | 1997-05-13 | 2000-11-28 | Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh | Apparatus for influencing a wing root airflow in an aircraft |
US8118265B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-02-21 | Embraer S.A. | Devices and methods to improve wing aerodynamics at low airspeeds |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2747810C2 (ru) * | 2016-11-25 | 2021-05-14 | Эйрбас Оперейшнз С.Л. | Несущая поверхность воздушного судна и воздушное судно |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2567892B1 (en) | Aircraft tail surface with a leading edge section of undulated shape | |
EP2418148B1 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
EP3213991B1 (en) | Aircraft wing roughness strip | |
RU2012121848A (ru) | Крыло с ламинарным обтеканием, оптимизированное для летательного аппарата сверхзвукового и высокого дозвукового крейсерского полета | |
US4619423A (en) | Geometries for roughness shapes in laminar flow | |
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
US20170073062A1 (en) | Variable Geometry Wingtip | |
US20160122006A1 (en) | Low drag turbulence generators for aircraft wings | |
US6318677B1 (en) | Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller | |
RU2556745C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
RU2537076C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
RU2604951C1 (ru) | Самолет короткого взлета и посадки | |
RU2790893C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
US20050103944A1 (en) | Trailing vortex management via boundary layer separation control | |
Popov et al. | Improving aircraft fuel efficiency by using the adaptive wing and winglets | |
Udartsev et al. | Vortex flow wings | |
RU2717416C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2495787C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
RU194250U1 (ru) | Крыло малого удлинения для дозвукового летательного аппарата | |
RU2546337C1 (ru) | Фиксированная или управляемая законцовка (крылышко) лопасти винта | |
RU64174U1 (ru) | Концевая крыльевая поверхность | |
US11299266B2 (en) | Wing for an aircraft | |
RU2487051C2 (ru) | Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания | |
RU2716303C1 (ru) | Экраноплан | |
RU2776193C1 (ru) | Сверхзвуковой самолет |