КРЫЛО СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно, к созданию высокоэффективных крыльев летательных аппаратов, преимущественно сверхзвуковых пассажирских самолетов с повышенной безопасностью полета.
Одной из проблем безопасного сверхзвукового полета летательного аппарата является проблема устойчивости. Она возникает в связи с тем, что при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета аэродинамический фокус крыла самолета (условно это точка приложения приращения подъемной силы крыла) почти мгновенно изменяет свое положение относительно центра тяжести, а именно смещается назад по продольной оси самолета. Это смещение составляет примерно 25% средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. Так, например, для самолета типа Ту-144 это смещение составляет примерно 2,5 м., что при весе самолета в 200 тонн, момент на пикирование составляет 200 т. × 2,5 м. = 500 тоннометров. Для парирования такого огромного момента применяются с разной степенью надежности различные средства, например, экстренная перекачка топлива назад - для смещения центра тяжести самолета назад и восстановления прежнего расстояния между центром тяжести и аэродинамическим фокусом самолета (обычно 3-5% САХ крыла). Применяют заведомо переразмеренное по площади цельноотклоняемое горизонтальное оперение (достигающее половины площади крыла) для парирования этого увеличенного момента на пикирование. Применяют специальные аэродинамические компоновки, позволяющие уменьшить смещение аэродинамического фокуса летательного аппарата при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой и обратно. Тем не менее, даже при использовании этих компоновок имеет место указанный дополнительный пикирующий момент при смещении аэродинамического фокуса (Фиг.3) на современных сверхзвуковых самолетах типа Ту-144, «Конкорд», Су-27, Миг-29,
F-16, F-18, и др. Впервые такую аэродинамическую компоновку исследовал в 1959-1961 сотрудник ЦАГИ, изобретатель Васильев Леонид Евгеньевич (Фиг.1). Он предложил снабдить несущее основное крыло на котором происходит смещение аэродинамического фокуса (см. «исходное крыло») дополнительным крылом малого удлинения (см. «наплыв») и расположить его перед основным крылом с таким расчетом, чтобы на дозвуковой скорости полета дополнительное крыло не оказывало существенного влияния на положение фокуса в силу малых несущих свойств крыла малого удлинения. С переходом на сверхзвуковую скорость это дополнительное крыло приобретает существенную подъемную силу и смещает аэродинамический фокус всего составного крыла вперед, компенсируя его смещение назад на основном крыле. Эта конструкция нашла свое воплощение на указанных выше самолетах и принята нами за аналог. В развитие идеи составного крыла для сверхзвукового самолета с целью улучшения его устойчивости и управляемости ведутся исследования влияния вихрей, возникающих на самолетах с составными крыльями и самолетах с передним горизонтальным оперением (схема «утка»). Эти конструкции с вихревым обтеканием крыла показаны на фиг.2, 3. Из фигур видны сходные подтверждающие результаты экспериментальных исследований проведенные в ЦАГИ на протяжении последних 40-50 лет по вихревому взаимодействию потока с составным крылом на до и сверхзвуковых скоростях обтекания. Четко видна двухвихревая структура, возникающая при обтекании составного крыла. Такая же структура имеет место когда это крыло установлено на самолет. Поэтому за прототип нами принято современное техническое решение изложенное в патенте RU №2212360 от 20.09.2003 г., где имеет место использование составного крыла на разрабатываемом фирмой «Гражданские самолеты Сухого» сверхзвукового пассажирского самолета (авт. Погосян М.А., Ильин А.В. и др.) Это решение (фиг.4) является наиболее близким к заявляемой полезной модели.
Как отмечено, наличие двухвихревой структуры на составном крыле, явилось следствием использования составного крыла для сверхзвукового
полета с целью решения проблемы путевой устойчивости. Однако, авторами заявляемой полезной модели были получены результаты более эффективного использования двухвихревой структуры на составном крыле, в частности, для решения указанной проблемы. Более того, двухвихревая структура не является универсальной или единственно возможной. Так на сверхзвуковом самолете «Вигген» СААВ-37 (Швеция), имеет место одновихревая структура на крыле и связанная с ней одновихревая структура идущая от переднего горизонтального оперения. На англо-французском сверхзвуковом самолете «Конкорд», на крыле организована трехвихревая структура.
вихря
вихря
проекции
вихря
Общим недостатком для перечисленных организованных вихревых структур является расположение их вихревых осей по потоку, т.е. с уносом энергии и проекцией вихревой составляющей сопротивления (X ) на продольную ось самолета равную 100% (X =100% X ).
Задачей, на решение которой направлена полезная модель, является более эффективное использование вихревой энергии организованных на крыле устойчивых вихрей.
Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью является повышение безопасности полета при переходе от дозвуковой скорости к сверхзвуковой и обратно, при снижении аэродинамического сопротивления крыла и повышения его подъемной силы.
Согласно полезной модели, заявленный технический результат достигается тем, что крыло сверхзвукового самолета, выполненное в виде составного профилированного крыла, содержащего крыло малого удлинения в корневой своей части и стреловидное крыло умеренного удлинения в концевой, отличающееся тем, что крыло снабжено S-образными профилями с возможностью образования на нем вдоль задней кромки вихревых структур с поперечно направленной осью вихря.
Полезная модель поясняется следующими фигурами чертежей:
F
Фиг.1 - Составное крыло (вверху) и смещение на нем аэродинамического фокуса X по САХ и по числу М. «ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1968-1993» М. Наука. ФИЗМАТЛИТ, 1996 г., стр.119.
Фиг.2 - Двухвихревая структура обтекания крыла умеренного удлинения - λ=4 (вверху) и вихревая система этого крыла при отрывном обтекании. «ЦАГИ - центр авиационной науки» М. Наука, 1993 г., стр.159.
Фиг.3 - Двухвихревая структура обтекания крыла исследованная с помощью лазерного ножа (ЛДИС) и график изменения положения аэродинамического фокуса по хорде (САХ) крыла при изменении числа М (внизу) для современного самолета, типа Су-27, МИГ-29. «ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1993-2003». М. ФИЗМАТЛИТ, 2003 г., стр.31 и стр.100 «ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1968-1993».
Фиг.4 - Общий вид проекта самолета ЗАО «Гражданские самолеты Сухого».
Фиг.5 - Составное крыло и вихревые структуры на нем по предмету полезной модели.
Фиг.6 - Результаты расчетных и экспериментальных исследований полезной модели по распределению подъемной силы на продольной оси крыла на дозвуковой (М=0,8) и сверхзвуковой (М=1,3) скорости и взаимные положения результирующей подъемной силы Y при неизменном положении центра тяжести (ЦТ).
В статическом состоянии (Фиг.5) полезная модель «Крыло сверхзвукового самолета» состоит из крыла малого (λ=0,5-1,0) удлинения 1 и сопряженного с ним крыла умеренного (λ=3,5-4,5) удлинения 2. Начиная примерно с 2/3 размаха крыла и до его конца на крыле 2 установлены S-образные профили 3, которые создают зону пониженного давления 3 на протяжении L зоны 4. В сечении А-А показана характерная для S-образных профилей вогнутость, которая создает зону пониженного давления 3 на верхней поверхности крыла.
вихря
Работает современное крыло следующим образом. При обтекании потоком 10 (Фиг.5) на участке крыла малого удлинения 1 и на участке крыла умеренного удлинения 2 возникают две устойчивые вихревые структуры 5 и 6, которые проходя специально направленную зону пониженного давления 3 меняют свое продольное направление на поперечное 7, 8 и объединяясь в единый вихрь 9, под углом к продольной оси 12 крыла сходят с конца крыла. При этом, концевой вихрь 11, имеющий то же направление завихренности что и 7, 8 и 9 вливает свою мощность в мощность объединенных вихрей 9. Мощность объединенных вихревых жгутов 9 и 11 выражается в существенной осевой жесткости, вихревого жгута, которая проявляет себя визуально в том, что поперечное направление этого жгута наблюдается вдоль крыла за его торцом примерно на одну - полтора концевой хорды крыла, т.е. с увеличения на 12-15% эффективного удлинения крыла. При этом, угловое положение его оси по отношению к продольной оси 12 крыла уменьшает проекцию силы X  на продольную ось 12, т.е. уменьшает вихревую составляющую сопротивления, количественны величины которых не приводятся, т.к. целью полезной модели является повышение безопасности полета. Количественные результаты математического и экспериментального исследования изолированной модели крыла при скорости потока М=0,8 и М=1,3 показаны на фиг.6. Интегральные замеры давления на верхней и нижней поверхности модели изолированного крыла (изолированное, крыло использовалось для чистоты эксперимента) показали, что при дозвуковой скорости крыло 1, действительно, имеет малую долю, несущих свойств, в то время как задняя часть крыла 2 (зона 3) более чем вдвое превосходит переднюю (1). Однако, когда происходит переход на сверхзвуковую скорость обтекания, доля подъемной силы крыла 1 возрастает почти вдвое, в то время как доля подъемной силы задней части крыла (зона 3) почти вдвое уменьшается при изменении характера распределения давления на крыле 2. Это объясняется тем, что вихревая структура 7, 8, 9, 11 значительно мощнее на дозвуковой скорости при потребных углах атаки вдвое и втрое больших чем при сверхзвуковой скорости полета. При угле атаки близком к
1
2
нулю, вихревое обтекание (7, 8, 9, 11) вообще теряет силу. В результате проведенных исследований, при сравнении эпюр давления полученных на заявляемой полезной модели при М=0,8 и М=1,3 видна возможность получения практического равенства продольных моментов М и М при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой и обратно без перекачки топлива и перетяжеления конструкции. При этом, баланс передних сил давления и задних относительно неизменного центра тяжести сохраняется естественным образом, без вмешательства управляющих усилий, т.е. с повышенной безопасностью полета. Таким образом, заявленная полезная модель решает проблему скачкообразного изменения продольного (пикирующего) момента при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой и обратно, сохраняя его практически неизменным во всем диапазоне эксплуатационных скоростей.