КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНО АППАРАТА
AIRCRAFT WING

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к крыльям летательных аппаратов.
2
Известно крыло летательного аппарата (патент СССР №640652, МКл.B64C 21/04, В64С 3/14, приоритет от 14.07.75 г.), 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 на верхней поверхности крыла установлен надкрылок на расстоянии от верхней поверхности крыла, равном 0,3 хорды надкрылка, но не менее 1,5 высоты сопла.
В данной крыле управление пограничным слоем обтекающего потока осуществляется путем эжектирования потока надкрылком, имеющим аэродинамический профиль, при дополнительном эжектировании потока струей сжатого газа, истекающего из сопла.
Однако данное крыло имеет недостаточно высокие несущие характеристики, так как в этом крыле надкрылок установлен за соплом в турбулентном пограничном слое, где толщина этого слоя значительна, что повышает сопротивление трения крыла. Кроме того, наличие надкрылка приводит к возникновению за крылом значительного вихревого следа, что повышает сопротивление давления крыла.
3
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является крыло летательного аппарата (заявка Великобритании №2107426, МКл.B64C 21/00, НКИ F2R, UIS, публикация 27.04.83 г.), в котором на верхней поверхности установлена вспомогательная аэродинамическая поверхность посредством опор с одинаковым шагом, ориентированных по направлению потока. Вспомогательная поверхность имеет аэродинамический профиль, выбранный из условия обеспечения максимального эжектирования обтекаемого потока, и установлена в зоне отрыва пограничного слоя. Таким образом, управление пограничным слоем обтекающего потока в данной конструкции крыла осуществляется путем эжектирования обтекающего потока посредством вспомогательной аэродинамической поверхности. Недостатком данной конструкции крыла является недостаточно высокие несущие характеристики крыла, а именно незначительная скорость нарастания подъемной силы, в особенности на больших углах атаки и при малых числах Рейнольдса, из-за снижения скорости увеличения разности давления на верхней и нижней поверхностях крыла. Это снижение вызвано неполной ламиниризацией потока воздуха, так как демпфируются, в основном, вертикальные поперечные составляющие колебаний волн погранслоя, что обусловлено расположением вспомогательной аэродинамической поверхности. Такое расположение вспомогательной аэродинамической поверхности вызывает более ранний отрыв пограничного слоя, что приводит к снижению диапазона критических углов атаки. Кроме того, наличие вспомогательной аэродинамической поверхности вызывает дополнительное сопротивление трения крыла, а также приводит к созданию за вспомогательной аэродинамической поверхностью вихревого следа, что повышает сопротивление давления крыла. Все это не позволяет получать достаточно высокие несущие характеристики крыла.
Целью предлагаемого изобретения является повышение несущих характеристик крыла летательного аппарата.
Поставленная цель достигается тем, что в известной конструкции крыла летательного аппарата, содержащей вспомогательную поверхность, установленную на верхней части поверхности крыла посредством опор, ориентированных по направлению потока, вспомогательная поверхность выполнена в виде пластины и установлена эквидистантно верхней поверхности крыла. Передняя кромка вспомогательной поверхности расположена от носка крыла на расстоянии в пределах 0,2÷0,3 хорды крыла, а задняя кромка вспомогательной поверхности доходит до задней кромки крыла, при этом опоры имеют высоту, составляющую 0,001÷0,01 хорды крыла, а расстояние между ними составляет от 0,05 до 0,5 хорды крыла.
Расположение передней кромки вспомогательной поверхности, выполненной в виде пластины, от носка крыла на расстоянии, равном 0,2÷0,3 хорды крыла, и на высоте, равной высоте опор, определяемой толщиной ламинарного пограничного слоя, равной 0,001÷0,01 хорды крыла, позволяет управлять пограничным слоем обтекающего потока в зоне перехода его ламинарного течения в турбулентное и демпфировать вертикальные поперечные и продольные составляющие колебаний волн погранслоя. При этом горизонтальные поперечные составляющие колебаний волн погранслоя демпфируются посредством опор, расстояние между которыми составляет 0,05÷0,5 хорды крыла и соответствует длине полуволны этих колебаний. Таким образом, увеличивается суммарная разность давлений на верхних поверхностях крыла и вспомогательной поверхности, а также на нижней поверхности крыла, то есть увеличивается подъемная сила крыла.
Установка вспомогательной поверхности эквидистантно верхней поверхности крыла, а также расположение задней кромки вспомогательной поверхности над задней кромкой крыла приводит к снижению размеров вихревого следа за крылом, а следовательно, к расширению диапазона до критических углов атаки и уменьшению сопротивления давления крыла. Кроме того, расположение пластины на расстоянии от верхней поверхности крыла по вертикали, равном 0,001÷0,01 хорды крыла, позволяет снизить сопротивление трения крыла.
Таким образом, предлагаемая конструкция крыла обладает более высокими несущими характеристиками.
На чертеже изображен общий вид предлагаемого крыла, где
1 - верхняя поверхность крыла летательного аппарата,
2 - опоры,
3 - вспомогательная поверхность.
По всему размаху верхней части поверхности крыла летательного аппарата 1, посредством опор 2 жестко установлена вспомогательная поверхность 3. Вспомогательная поверхность 3 выполнена в виде пластины, имеет закругленные переднюю и заднюю кромки и установлена эквивалентно верхней части поверхности крыла 1 до ее задней кромки. Передняя кромка вспомогательной поверхности 3 установлена на расстоянии от передней кромки крыла 1 в пределах 0,2÷0,4 хорды крыла 1 (получено расчетом и уточнено экспериментально). По вертикали над верхней поверхностью крыла 1 вспомогательная поверхность 3 установлена на расстоянии в пределах от 0,001 до 0,01 хорды крыла 1, определяемом из выражения:  (см. М.Е. Дейч, А.Е. Зарянкин, "Гидрогазодинамика", М., 1984 г.), где
δ - толщина ламинарного пограничного слоя,
x
Re - Рейнольдса набегающего потока,
x - расстояние от носка крыла 1 до передней кромки вспомогательной поверхности 3.
Опоры 2 выполнены в виде сплошных стенок и установлены параллельно потоку воздуха, имеют закругленные задние и передние кромки, а расстояние между ними определялось расчетом и уточнено экспериментально, и равно 0,05÷0,5 хорды крыла. Толщина вспомогательной поверхности 3 и опор 2 выбирается из прочностных расчетов.
При обтекании крыла воздушным потоком (в пограничном слое) в зоне перехода ламинарного течения в турбулентное развиваются трехмерные колебания волн этого слоя. Вспомогательная поверхность 8 за счет ее упругости и скоса потока от нее демпфирует вертикальные поперечные колебания волн пограничного слоя. Опоры 2 демпфируют горизонтальные поперечные колебания волн пограничного слоя путем выпрямления течения потока. Демпфирование продольных колебаний волн пограничного слоя осуществляется торможением движения потока под вспомогательной поверхностью 3. Преобразование колебательного движения потока воздуха в направленное увеличивает скорость ламинарного потока на верхней поверхности вспомогательной пластины 3.
Предлагаемое крыло по сравнению с прототипом позволяет повысить несущие характеристики крыла летательного аппарата, а именно увеличить подъемную силу крыла, особенно при полете на больших углах атаки и малых числах Рейнольдса, что позволяет повысить грузоподъемность летательного аппарата. Кроме того, предлагаемое крыло по сравнению с прототипом позволяет уменьшить сопротивление трения и давления крыла, что обеспечивает увеличение скорости полета летательного аппарата, а также увеличение критического угла атаки (см. Акт испытаний). Предлагаемое крыло более технологично, чем в прототипе, так как не содержит аэродинамический профиль.
Упругость пластины обеспечивает сохранение ламинарного обтекания крыла потоком воздуха и обеспечение конструктивного демпфирования крыла при его колебаниях, тогда как в прототипе деформация крыла уменьшается за счет жесткости профиля.