Сверхзвуковой летательный аппарат.
SUPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции летательного аппарата.
В настоящее время конструкторы многих стран мира проектируют сверхзвуковые летательные аппараты с наплывом большой стреловидности по передней кромке. Это обеспечивает частичный возврат аэродинамического фокуса на сверхзвуковых скоростях полета, что приводит к уменьшению затрат на продольную балансировку и, соответственно, ведет к увеличению дальности полета летательного аппарата.
Кроме того, при грамотном взаимном расположении воздухозаборника и крыла большой стреловидности оно является первой ступенью сжатия, что ведет к уменьшению веса летательного аппарата.
Примером такого решения является совместный проект Франции и Великобритании «Конкорд». Однако при всех перечисленных выше преимуществах на сверхзвуковых режимах полета на дозвуковых режимах полета применение крыла с бортовым наплывом большой стреловидностью по передней кромке крыла приводит к появлению нелинейности в продольном канале на дозвуковых скоростях полета, что резко ограничивает углы атаки А.
За прототип принят сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144, имеющий крейсерскую скорость, равную М=2,2.
Цель изобретения - устранить нелинейность в продольном канале Ту-144 на дозвуковых скоростях полета.
Указанная цель достигается тем, что на сверхзвуковом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны, на передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости с щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.
При этом дополнительные плоскости выполнены с размахом, составляющим
и хордой Впл.=0,2 Во.,
где  - относительный размах наплыва крыла;
Лкр. - размах крыла;
Bo. - осевая хорда крыла, при этом щели выполнены с шириной, составляющей
Лщ=(0,2-0,4)Лкр./2.
На фиг. 1 изображен предлагаемый летательный аппарат, вид сбоку;
на фиг. 2 - то же, вид в плане;
на фиг. 3 - то же, вид в изометрии снизу;
на фиг. 4 - вид на правую консоль крыла и условные обозначения;
на фиг. 5 - структурная схема вихревой системы в вертикальной плоскости при А=15°;
на фиг. 6 - структурная схема вихревой системы в горизонтальной плоскости при А=15°;
на фиг. 7 - структурная схема вихревой системы в вертикальной плоскости при А=20°;
на фиг. 8 - структурная схема вихревой системы в горизонтальной плоскости при А=20°;
на фиг. 9 - вихревая система в пространственном изображении при А=10°;
на фиг. 10 - вихревая система в пространственном изображении при А=20°;
на фиг. 11 - зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки А;
z
на фиг. 12 - график зависимости коэффициента продольного момента m от угла атаки А.
Устойчивый стационарный режим при отрывном обтекании крыла существует лишь до некоторых значений углов атаки Апред.
При А>Апред. начинается разрушение вихревых жгутов за крылом, поэтому плоскости 5 должны располагаться в зоне стабилизации вихревых систем за крылом.
Зона стабилизации вихревых систем ограничена по углам атаки и для представляющих практический интерес стреловидностей базового крыла и наплыва равна А=15°, что соответствует углам взлета и посадки самолетов с учетом необходимых запасов по углу атаки А на ветровые забросы.
При А<15° плоскости 5 находятся в области стабилизации вихря за крылом при Впл.=0,2 Во. (фиг. 5), где Во. - осевая хорда крыла; Впл. - расстояние от задней кромки концевой хорды крыла до среза плоскостей 5.
При А>15° происходит отрыв вихря от поверхности крыла, вихрь уходит от него и взаимодействие его с элементами крыла уменьшается пропорционально квадрату радиуса от ядра вихря.
При А>20° точка отрыва приближается к задней кромке крыла (фиг. 7), вихрь за крылом разрушается (фиг. 10, место А), возникают резкие пульсации давления на поверхности крыла, что ведет к угрозе флаттера и, соответственно, к разрушению самолета.
Из вышесказанного видно, что помещать плоскость 5 в положение Впл.>0,21Во. нецелесообразно, так как она будет находиться в зоне разрушенной за крылом вихревой системы.
Теоретические и экспериментальные исследования треугольных крыльев показали, что на малых и умеренных углах атаки 3°<А<12° при стреловидности консоли Хконс>50° на передней кромке консоли возникает вихревой жгут. Этот вихревой жгут сходит с консоли на расстоянии 0,85-0,95 ее размаха.
Таким образом, на стреловидном крыле малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части возникает двухвихревая система, состоящая из основного 9 и консольного 10 вихрей (фиг. 9). При установке плоскостей за крылом следует принять меры для обеспечения благоприятных скосов потока на плоскости 5 и от консольного вихря (жгута).
Выше указывалось, что основной вихрь 9 индуцирует на плоскостях 5 дополнительное разряжение, что ведет к появлению дополнительного пикирующего момента и устраняет нелинейность в продольном канале на дозвуковых скоростях.
Взаимодействие же консольного вихря 10 (фиг. 9) с плоскостями 5 приводит к появлению дополнительного давления на плоскости и, соответственно, к появлению нежелательного кабрирующего момента, что ослабляет положительный эффект от основного вихря 9.
Для устранения этого явления на передней кромке крыла организован аэродинамический зуб 11 (фиг. 2, 4). В районе зуба возникает разрыв консольного вихря, который делится на два вихря меньшей интенсивности: внутренний 12 и наружный 13. Взаимодействие внутреннего вихря 12 с плоскостью 5 аналогично взаимодействию основного вихря 9 с ней и приводит к появлению дополнительного благоприятного пикирующего момента. Взаимодействие же наружного вихря 13 с плоскостью 5 приводит к появлению неблагоприятного кабрирующего момента. Однако неблагоприятный эффект значительно ослаблен.
Экспериментальные исследования показали, что для того чтобы аэродинамический зуб эффективно выполнял свои функции, он должен располагаться на расстоянии
от оси симметрии самолета, где
- экспериментальная величина, полученная в результате обработки экспериментальных данных по визуализации вихревых систем.
Если стреловидность консоли меньше 50°, то устойчивой вихревой пелены на крыле не возникает и в этом случае аэродинамический зуб играет роль струйной перегородки, улучшающей обтекание концевых сечений крыла.
На фиг. 11 и 12 представлены результаты предлагаемой схемы в дозвуковой аэродинамической трубе.
На фиг. 11 представлены зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для исходной модели без плоскостей (кривая а) и с плоскостями (кривая в). Видно, что установка плоскостей 5 приводит к дополнительному приросту коэффициента подъемной силы, особенно на больших углах атаки.
Z
z
На фиг. 12 представлена зависимость коэффициента продольного момента M от угла атаки α. Видно, что на модели с исходным крылом без плоскостей имеется нелинейность в зависимости коэффициента продольного момента m от угла атаки А (кривая в). В то же время аналогичная зависимость при наличии на крыле плоскостей 5 приводит к устранению аэродинамической ложки (кривая г) до больших углов атаки А.
Известен сверхзвуковой летательный аппарат Ту-144, принятый за прототип, содержащий фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, элевоны, недостатком которого является нелинейность в продольном канале на дозвуковых режимах полета, что резко ограничивает углы атаки на этих режимах полета. Для устранения этого существенного недостатка на передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.
Сверхзвуковой летательный аппарат может быть осуществлен путем установления на передней части крыла аэродинамического зуба, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.