КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT WING

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к крыльям летательных аппаратов.
2
Известно крыло летательного аппарата (патент СССР №640652, МКл. В64С 21/04, В64С 3/14, приоритет от 14.07.75), содержащее отклоняемый закрылок, каналы для подвода сжатого воздуха или газа, а также направленное в сторону закрылка щелевое сопло, расположенное на верхней поверхности крыла по его размаху на расстоянии от носка, равном 0,2-0,33 хорды крыла, и имеющее высоту 0,03-0,2 хорды крыла. За соплом по его размаху установлен надкрылок на расстоянии от верхней поверхности крыла, равном 0,3 хорды надкрылка, но не менее 1,5 высоты сопла. Над передней частью верхней поверхности отклоняемого закрылка установлен другой надкрылок с меньшей хордой. Надкрылки неподвижно закреплены на верхних поверхностях крыла и закрылка посредством стоек.
В данном крыле управление пограничным слоем осуществляется путем эжектирования потока надкрылками, имеющими аэродинамический профиль, при дополнительном эжектировании потока струей сжатого газа, истекающего из сопла.
Однако на взлетно-посадочных режимах, когда закрылок отклонен, данное крыло имеет недостаточно высокие несущие характеристики, так как передняя кромка надкрылка закрылка установлена перед его осью вращения, что приводит к попаданию передней части надкрылка в поток. Это ведет к увеличению полного сопротивления крыла.
Кроме того, выполнение надкрылка (закрылка) в виде аэродинамического профиля приводит при отклонении закрылка к образованию вихревого следа над закрылком, что увеличивает сопротивление давления крыла.
3
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предлагаемому изобретению является крыло летательного аппарата (заявка Великобритании №2107436, МКл.В64С 21/00, НКИ F2R, UIS, публикация 27.04.83), содержащее вспомогательную аэродинамическую поверхность, установленную на верхней поверхности крыла в зоне отрыва пограничного слоя посредством опор, при этом опоры установлены в направляющих, выполненных на верхней поверхности крыла и ориентированных по направлению потока. Вспомогательная аэродинамическая поверхность имеет возможность изменять свой угол атаки. Кроме того, крыло содержит отклоняемый закрылок, на верхней поверхности которого установлена убирающаяся в него вспомогательная аэродинамическая поверхность. Опоры вспомогательной поверхности закрылка ориентированы по направлению потока, причем передняя кромка вспомогательной аэродинамической поверхности закрылка установлена перед его осью вращения, а задняя кромка не доходит до задней кромки закрылка. На взлетно-посадочных режимах при отклонении закрылка его вспомогательная аэродинамическая поверхность выдвигается в поток, при этом изменяется угол атаки крыла, а область отрыва пограничного слоя смещается к носку крыла. Вспомогательная аэродинамическая поверхность крыла посредством опор перемещается по направляющим к носку крыла и изменяет свой угол атаки.
Управление пограничным слоем при этом осуществляется путем эжектирования потока вспомогательными аэродинамическими поверхностями крыла и закрылка. Недостатком данной конструкции крыла являются недостаточно высокие несущие характеристики, так как дополнительное изменение угла атаки вспомогательной аэродинамической поверхности на взлетно-посадочных режимах при отклонении закрылка вызывает торможение набегающего потока об эту поверхность, а также создание значительного вихревого следа под крылом, что приводит к увеличению полного сопротивления крыла и к уменьшению его подъемной силы. Кроме того, выполнение вспомогательной аэродинамической поверхности закрылка в виде аэродинамического профиля приводит к созданию вихревого следа над закрылком, а расположение задней кромки вспомогательной аэродинамической поверхности над закрылком перед задней кромкой закрылка приводит к отсутствию общей точки схода пограничного слоя с крыла и вызывает вихревой след за крылом. Все это увеличивает сопротивление давления крыла.
Установка передней кромки вспомогательной аэродинамической поверхности закрылка перед его осью вращения приводит к тому, что при отклонении закрылка ее передняя часть, расположенная до оси вращения, оказывается в потоке, что также вызывает торможение потока об эту поверхность и создание вихревого следа над закрылком, а следовательно, к увеличению полного сопротивления крыла.
Целью предлагаемого изобретения является повышение несущих характеристик крыла летательного аппарата.
Поставленная цель достигается тем, что в известной конструкции крыла летательного аппарата, содержащей основную и вспомогательную поверхность, установленную посредством опор в направляющих, закрепленных на основной поверхности и ориентированных параллельно продольной оси летательного аппарата, и отклоняемый закрылок, на верхней поверхности которого посредством опор, ориентированных параллельно направляющим, установлена вспомогательная поверхность. Опоры вспомогательной поверхности выполнены в виде ползунов, установленных по два на каждой направляющей и жестко связанных со вспомогательной поверхностью крыла, выполненной в виде пластины и расположенной эквидистантно основной поверхности на высоте, равной 0,001-0,01 хорды крыла, причем передние ползуны располагаются у передней кромки вспомогательной поверхности крыла, отстоящей от передней кромки крыла на расстоянии, равном 0,3 хорды крыла, а задние - над задней кромкой основной поверхности, при этом передние крайние по размаху вспомогательной поверхности крыла ползуны посредством блочно-тросовой системы связаны с задней частью закрылка, а задние крайние по размаху вспомогательной поверхности крыла ползуны жестко связаны с задней кромкой основной поверхности посредством пружин. Кроме того, вспомогательная поверхность закрылка выполнена в виде пластины и расположена эквидистантно верхней поверхности закрылка. Передняя кромка вспомогательной поверхности закрылка расположена над его осью вращения, а задняя кромка вспомогательной поверхности с установленными на ней игловидными консолями для образования единой точки схода потока размещена над задней кромкой закрылка. Опоры вспомогательной поверхности закрылка имеют протяженность, равную протяженности вспомогательной поверхности закрылка по хорде, при этом опоры, расположенные между крайними по размаху закрылка опорами, на расстоянии от передней кромки вспомогательной поверхности закрылка, равном 0,1 хорды крыла, имеют высоту, равную 0,001-0,01 хорды крыла, жестко связаны только с вспомогательной поверхностью закрылка и находятся в контакте со вспомогательной поверхностью крыла, а на расстоянии от передней кромки вспомогательной поверхности закрылка, большем 0,1 хорды крыла опоры вспомогательной поверхности закрылка, жестко связаны с вспомогательной и верхней поверхностями закрылка и передними кромками, находятся в соприкосновении с задней кромкой вспомогательной поверхности крыла, имеющей протяженность по размаху, равную расстоянию между крайними опорами вспомогательной поверхности закрылка, расстояние между направляющими, а также между опорами вспомогательной поверхности закрылка составляет 0,05-0,5 хорды крыла.
Выполнение опор вспомогательной поверхности крыла в виде ползунов, установленных по два на каждой направляющей, один из которых расположен у передней кромки вспомогательной поверхности крыла, а другой - над задней кромкой основной поверхности крыла, а такте осуществление блочно-тросовой связи передних, крайних по размаху вспомогательной поверхности ползунов с задней частью закрылка и жесткая связь задних крайних ползунов с задней кромкой основной поверхности крыла посредством пружин, позволило при отклонении закрылка перемещать вспомогательную поверхность по направляющим к передней кромке крыла эквидистантно основной поверхности крыла и управлять пограничным слоем в зоне его перехода ламинарного течения в турбулентное путем демпфирования колебаний вертикальных и горизонтальных составляющих волн погранслоя, что приводит к уменьшению торможения потока о вспомогательную поверхность крыла и к снижению размеров вихревого следа над крылом, а следовательно, к уменьшению полного сопротивления крыла и к увеличению его подъемной силы.
Кроме того, выполнение вспомогательной поверхности закрылка в виде пластины, расположенной эквидистантно верхней поверхности закрылка, а также расположение задней кромки вспомогательной поверхности с установленными на ней игловидными консолями для образования общей точки схода, над задней кромкой закрылка позволило снизить размеры вихревого следа над закрылком и за крылом. Все это уменьшает сопротивление давления крыла. Расположение передней кромки вспомогательной поверхности закрылка над его осью вращения позволило уменьшить торможение потока передней частью вспомогательной поверхности закрылка и тем самым снизить полное сопротивление крыла.
Таким образом, предлагаемая конструкция крыла имеет более высокие несущие характеристики.
Отличительные признаки предлагаемой конструкции крыла, обеспечивающие достижение цели в известных технических решениях, не найдены, поэтому предлагаемое техническое решение обладает существенными отличиями.
На фиг.1 изображен общий вид крыла, на фиг.2 - вид крыла с неотклоненным закрылком, на фиг.3 - вид крыла с отклоненным закрылком, где
1 - основная поверхность крыла,
2 - вспомогательная поверхность крыла,
3 - направляющие,
4 - вспомогательная поверхность закрылка,
5 - опоры вспомогательной поверхности закрылка,
6 - закрылок,
7 - ползуны,
8 - тросы,
9 - консоли,
10 - пружины,
11 - блоки,
12 - опоры-перегородки.
На основной поверхности 1 крыла летательного аппарата, посредством опор, с возможностью перемещения по направлений потока, установлена вспомогательная поверхность 2. Вспомогательная поверхность 2 выполнена в виде пластины, имеет закругленные переднюю и заднюю кромки и установлена эквидистантно верхней части основной поверхности 1 крыла. Передняя кромка вспомогательной поверхности 2 установлена на расстоянии от передней кромки крыла, равном 0,3 хорды крыла, а задняя кромка заходит на закрылок 6. По вертикали над верхней поверхностью 1 крыла вспомогательная поверхность 2 установлена на расстоянии в пределах от 0,001 до 0,01 хорды крыла, определенном из выражения
x
-1/2
δ=5xRe  (см. М.Е.Дейч, А.Е.Зарянкин. "Гидрогазодинамика", М., 1984),
где δ - толщина ламинарного пограничного слоя,
x
Re - число Рейнольдса набегающего потока,
x - расстояние от передней кромки крыла до передней кромки вспомогательной поверхности 2.
Протяженность вспомогательной поверхности 2 по размаху крыла равна расстоянию между крайними по размаху закрылка 6 опорами 5. Опоры выполнены в виде ползунов 7, установленных на направляющих 3, жестко закрепленных на основной поверхности 1 крыла и ориентированных параллельно продольной оси летательного аппарата. Передние края направляющих 3 имеют закругленные кромки и отстает от передней кромки крыла на расстоянии, равном 0,2 хорды крыла, а задние края доходят до передней кромки закрылка 6. Расстояние между направляющими 3 определялось расчетом и уточнено экспериментально и равно 0,05-0,5 хорды крыла. Направляющие 3 образуют перегородки в виде сплошных стенок. Ползуны 7 жестко связаны со вспомогательной поверхностью 2 и установлены по два на каждой направляющей 3 с возможностью перемещения по ней. Причем один из ползунов 7 располагается у передней кромки вспомогательной поверхности 2, а второй - над задней кромкой верхней поверхности крыла. Ползуны выполнены в виде штырей, образующих Z-образный профиль для обеспечения надежности соединения и уменьшения трения в подвижных соединениях, при этом диаметр ползунов минимальный, позволяющий обеспечить их прочность. Кроме того, две соседние направляющие 3 и ползуны 7 имеют изгиб в противоположные стороны, что препятствует отрыву вспомогательной поверхности 2. Передние, крайние по размаху вспомогательной поверхности 2, ползуны 7 связаны с закрылком 6 посредством тросов 8 и неподвижных блоков 11. Два из блоков 11 жестко установлены на направляющих 3 у переднего края, а два других - на задней части крыла на расстоянии, обеспечивающем совместно с местом крепления тросов 8 на закрылке 6 выдвижение вспомогательной поверхности 2 на величину до 0,1 хорды крыла (см. Акт испытаний). Задние, крайние по размаху вспомогательной поверхности 2, ползуны 7 связаны с задней кромкой основной поверхности 1 крыла посредством пружин 10. По всему размаху верхней поверхности закрылка 6 посредством опор 5 и опор-перегородок 12 установлена вспомогательная поверхность 4. Вспомогательная поверхность 4 выполнена в виде пластины, имеет закругленные переднюю и заднюю кромки и установлена эквидистантно верхней поверхности 4 закрылка 6 до его задней кромки. Передняя кромка вспомогательной поверхности 4 расположена над осью вращения (ОВ) закрылка 6. Опоры 5 выполнены в виде оплошных стенок и установлены по размаху закрылка 6 параллельно продольной оси летательного аппарата, имеют закругленные передние и задние кромки и на всей протяженности по хорде, равной протяженности вспомогательной поверхности 4, жестко связаны с вспомогательной поверхностью 4 и верхней поверхностью закрылка 6. Расположенные между опорами 5 опоры-перегородки 12 на расстоянии от передней кромки вспомогательной поверхности 4, равном 0,1 хорды крыла, имеют высоту, равную 0,001-0,01 хорды крыла, жестко связаны только с вспомогательной поверхностью 4 и находятся в контакте со вспомогательной поверхностью 2. На расстоянии от передней кромки вспомогательной поверхности 4, большем 0,1 хорды крыла, опоры-перегородки 12 жестко связаны со вспомогательной поверхностью 4 и верхней поверхностью закрылка 6. Задняя кромка вспомогательной поверхности 2 упирается в нижние передние края опор-перегородок 12. Расстояние между опорами вспомогательной поверхности 4 составляет 0,05-0,5 хорды крыла. Промежуточные опоры-перегородки 12 служат для предотвращения закрывания щели между вспомогательной поверхностью 2 и вспомогательной поверхностью 4 и для обеспечения жесткой связи вспомогательной поверхности 4 с закрылком 6. На задней кромке вспомогательной поверхности 4 установлены игловидные консоли 9, начальный диаметр которых соответствует толщине вспомогательной поверхности 4. Шаг расположения и длина игловидных консолей 9 равны высоте расположения вспомогательной поверхности 4 над закрылком 6.
При обтекании крыла воздушным потоком (в пограничном слое) в зоне перехода ламинарного течения в турбулентное развиваются трехмерные колебания волн этого слоя. Вспомогательная поверхность 2 за счет ее упругости и скоса потока от нее демпфирует вертикальные поперечные колебания волн пограничного слоя. Направляющие 3 демпфируют колебания волн пограничного слоя путем выпрямления течения потока. Демпфирование продольных колебаний волн пограничного слоя осуществляется торможением движения потока под вспомогательной поверхностью 2. Вспомогательная поверхность 4 за счет своей упругости и скоса потока от нее демпфирует вертикальные поперечные колебания волн пограничного слоя потока, обтекающего вспомогательную поверхность 2. Опоры 5 и 12 вспомогательной поверхности 4 частично демпфируют колебания горизонтальных поперечных составляющих волн пограничного слоя. Игловидные консоли 9 частично препятствуют перетеканию потока с нижней поверхности крыла на верхнюю, уменьшают вихревой след за крылом.
При отклонении закрылка 6 увеличивается угол атаки крыла, и зона перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентное смещается к носку, при этом тросы 8 натягиваются и перемещают вспомогательную поверхность 2 с ползунами 7 по направляющим 3 к их переднему краю. При этом расстояние между передней кромкой крыла и передней кромкой вспомогательной поверхности при отклонении закрылка 6 на максимальный угол приближается к 0,3 хорды крыла. Одновременно задние ползуны 7 растягивают две пружины 10. Вспомогательные поверхности 2 и 4 со своими опорами демпфируют колебания волн пограничного слоя. Канал, образованный между вспомогательными поверхностями 2 и 4, осуществляет засасывание заторможенного пограничного слоя потока, увеличивая тем самым его скорость над крылом. При возвращении закрылка 6 в неотклоненное положение натяжение тросов 8 ослабевает и пружины 10, а также набегающий поток возвращают вспомогательную поверхность 2 в исходное положение.
Предлагаемая конструкция крыла по сравнению с прототипом позволяет повысить несущие характеристики крыла летательного аппарата, а именно уменьшить полное сопротивление крыла, что обеспечивает увеличение скорости полета летательного аппарата, а также расширение области докритических углов атаки. Предлагаемое крыло более технологично, чем в прототипе, так как не содержит аэродинамические профили.
Кроме того, предлагаемая конструкция крыла по сравнению с прототипом позволяет увеличить подъемную силу крыла и снизить сопротивление трения крыла, за счет установки вспомогательной поверхности крыла в зоне перехода ламинарного течения в турбулентное и управлять ламинарным пограничным слоем, демпфируя вертикальные поперечные и продольные составляющие колебаний волн пограничного слоя вспомогательной поверхностью. При этом горизонтальные поперечные составляющие колебаний волн пограничного слоя демпфируются посредством опор. Скорость протекания пограничного слоя по верхней поверхности крыла увеличивается также и за счет осуществления всасывания потока через канал, образованный задней кромкой вспомогательной поверхности крыла и расположенной над ней передней кромкой вспомогательной поверхности закрылка, при этом поперечное сечение входного канала оказывается меньше поперечного сечения выходного канала. Все это приводит к увеличению суммарной разности давлений на верхних и нижних поверхностях крыла и закрылка, то есть увеличивается подъемная сила. Увеличение подъемной силы приводит к увеличению грузоподъемности летательного аппарата. Тогда как в прототипе вспомогательная поверхность крыла установлена в зоне отрыва пограничного слоя, при этом скорость увеличения разности давления на верхней и низшей поверхностях крыла незначительна. Это вызвано неполной ламинаризацией потока воздуха, так как демпфируются, в основном, вертикальные поперечные составляющие колебаний волн пограничного слоя, что обусловлено расположением вспомогательной поверхности.
Предлагаемая конструкция крыла более проста по сравнению с прототипом, так как вспомогательная поверхность закрылка жестко закреплена на закрылке, в прототипе же требуется дополнительная механизация для убирания вспомогательной аэродинамической поверхности в закрылок.
В предлагаемой конструкции крыла по сравнению с прототипом повышается надежность тяг управления закрылком и обшивки закрылка в результате предотвращения отрывных течений над закрылком.