Крыло малого удлинения для дозвукового летательного аппарата

Предложенное решение относится к самолетостроению и может быть использовано при конструировании дозвукового крыла, для уменьшения его размаха с целью получения аэродинамической, эксплуатационной и экономической выгоды, при сохранении его несущей способности. Ближайшим аналогом предлагаемого решения является крыло с наплывами сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд», стреловидные наплывы которого имеют угол отгиба кверху, относительно строительной оси, равный 5 градусам. («Сверхзвуковые самолеты», автор Эдмунд Цихош. Перевод с польского, Москва «Мир», 1983 год, стр. 125). Стреловидные наплывы с небольшим отгибом кверху или без него применяются на сверхзвуковых самолетах для уменьшения разбежки аэродинамического фокуса по числу М. Крылья малого удлинения, например треугольное крыло или его модификации, широко применяются в сверхзвуковой авиации, но они имеют низкую несущую способность в эксплуатационном диапазоне углов атаки на взлетно-посадочных режимах и поэтому в дозвуковой авиации практически не используются. Задача предложенного решения заключается в том, чтобы повысить несущую способность крыла малого удлинения в обычном эксплуатационном диапазоне углов атаки, чтобы иметь возможность использовать его многочисленные аэродинамические, экономические и эксплуатационные достоинства и для дозвуковой авиации.
Решение поставленной задачи обеспечивается увеличением угла отгиба кверху стреловидных наплывов, относительно строительной оси, до 10-25 градусов.
Техническая сущность решения заключается в том, что представлено на фиг 1, где А - вид сверху на стреловидный наплыв (изображен левый наплыв) 1, В - вид сверху на крыло малого удлинения (изображена левая консоль крыла) 2 со стреловидным наплывом 1, С - профиль корневой части крыла малого удлинения, D - вид спереди левой консоли крыла 2 со стреловидным наплывом 1.
На фиг. А изображен стреловидный наплыв, который может иметь в плане форму прямоугольного треугольника или, для увеличения массы отклоняемого вниз воздуха, иметь двойную стреловидность по передней кромке, либо плавную кривизну, как это показано на фиг. 1а.
На фиг. 1С показан профиль корневой части крыла малого удлинения 2 с передним наплывом 1, имеющим угол отгиба кверху 3 относительно строительной оси самолета 4 равный 15 градусам, причем линия отгиба кверху 5 может иметь различную стреловидность в зависимости от желаемых аэродинамических характеристик. Положительная стреловидность даст некоторое увеличение устойчивости по крену, так как на наплывах возникнет положительное поперечное V. Отрицательная стреловидность уменьшит угол атаки корневой части стреловидного наплыва, что даст некоторое уменьшение лобового сопротивления наплыва.
Предложенный профиль корневой части крыла малого удлинения с приподнятым, относительно строительной оси, стреловидными наплывами на 10-25 градусов работает следующим образом.
При разбеге самолета, когда крыло имеет примерно нулевой угол атаки и само по себе достаточной для взлета подъемной силы создать не может, набегающий поток воздуха перетекает с нижней части наплывов, имеющих угол отгиба кверху, относительно строительной оси, 10-25 градусов, через их передние стреловидные кромки и образует мощные вихревые жгуты пониженного давления, которые проходят по всей длине хорды корневых частей консолей крыла, создавая подъемную силу. Та часть потока воздуха, которая не смогла перетечь через передние кромки наплывов, отклоняется вниз, увеличивая давление снизу как на наплывы, так и на нижнюю поверхность корневых частей консолей крыла, что в сумме и создает значительную подъемную силу даже при нулевом угле атаки самого крыла. Критические углы атаки стреловидных наплывов с углом стреловидности 45 градусов и более, согласно теории аэродинамики крыльев малого удлинения начинаются от 40 градусов (см. рис. 14.10, стр. 383, «Проектирование самолетов» 1983 год, Москва «Машиностроение». Авторы: С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин, В.Е. Ротин, Ф.И. Склянский, Н.А. Кондрашов, В.А. Киселев, Н.А. Фомин), и если угол отгиба кверху, относительно строительной оси, стреловидных наплывов будет 10-25 градусов, то диапазон угла атаки крыла, при котором сохранится прирост подъемной силы на наплывах, будет более 15 градусов, что обеспечит стабильность по тангажу в обычном эксплуатационном диапазоне углов атаки. Предлагаемое крыло малого удлинения с приподнятыми наплывами отвечает «правилу продольного V» и опытная модель с таким крылом показала хорошую устойчивость по тангажу в аэродинамической схеме «бесхвостка» даже с несколько опущенными вниз элевонами, что еще более повышает несущую способность этой схемы. В результате омывания корневых частей консолей крыла и боковых частей фюзеляжа вихревым потоком разряженного воздуха на них значительно уменьшается сопротивление трения, и поэтому, в сумме, прибавка лобового сопротивления на нижней поверхности наплывов, не превышает увеличения подъемной силы от их работы, и экспериментальные полеты модели с приподнятыми наплывами показали рост ее аэродинамического качества по сравнению с обычной схемой «крыло + наплыв», когда наплывы имеют примерно тот же установочный угол атаки, что и крыло. Относительная мощность двигателя модели меньше 1. Полетная масса 1500 г при размахе крыла 72 см. Для сравнения, популярная модель гидроплана «Полярис» с треугольным крылом имеет массу 566 г при размахе крыла 73 см.
В результате испытаний опытной модели гидросамолета с крылом малого удлинения, имеющим передние наплывы двойной стреловидности с управляемым отклонение кверху до 25 градусов, были экспериментально получены следующие данные: несущая способность крыла малого удлинения с помощью увеличения угла отгиба кверху стреловидных наплывов может возрасти в 2-3 раза (в зависимости от площади наплывов и угла отгиба кверху), что уравнивает крыло малого удлинения по несущей способности с крылом среднего и большого удлинения. А это, в свою очередь, дает известные экономические, аэродинамические и эксплуатационные выгоды. Также проверена была еще одна ценная аэродинамическая особенность крыла со стреловидностью по передней кромке более 45 градусов. Летательный аппарат с таким крылом физически не может самопроизвольно свалиться в штопор на любых углах атаки. При моментах крена на попеременно опускающихся консолях крыла возникают отрывные вихревые течения, увеличивающие их подъемную силу и не позволяющие свалиться даже на предельно малых скоростях и больших углах атаки крыла.
Оптимальный угол отгиба кверху стреловидных наплывов, как и их относительная площадь, а также профиль и стреловидность линии отгиба, как и параметры самого крыла, естественно, зависят от тактико-технической задачи конкретного летательного аппарата. Но как видно из принципа создания подъемной силы интенсивными вихревыми жгутами, сходящимися со значительно приподнятых наплывов, максимальная выгода будет получена при наибольшей хорде корневых частей консолей крыла. Поэтому наилучшее сочетание таких наплывов будет с крылом малого удлинения.