ПРОФИЛЬ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)
AIRCRAFT WING AIRFOIL (VERSIONS)

Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано для создания летательного аппарата (ЛА), а также для создания несущих винтов для вертолетов, винтов для поршневых самолетов и гребных винтов для водного транспорта.
Известно большое число крыловых профилей [Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей, Новосибирск, 1994 г.], которые объединяет один общий недостаток - формирование подъемной силы крыла созданием разрежения по верхнему контуру крыла частью набегающего потока.
Известен способ создания подъемной силы, в котором крыло с профилем NACA-23012 [Вертолеты стран Мира. Под редакцией Лебедя В.Г., 1994 г.] (см. Фиг.6) асимметрично, большая часть набегающего потока направляется по верхнему контуру, который на участке АВ подвергается всестороннему сжатию, приобретает большую кинетическую энергию и на участке ВС представляет собой тонкий (0,5-2 мм) высокоскоростной поток, выполняющий две основные функции: динамического барьера между верхней плоскостью крыла и невозмущенной атмосферой над ВС и газоструйного насоса, стремительно выносящего молекулы воздуха из области BCD, создавая в ней разрежение, имеющее критический предел, при достижении которого поток ВС с ударом ложится на поверхность крыла BD. В результате область BCD заполняется воздухом до давления невозмущенного воздуха на высоте полета ЛА, а скоростной поток ВС вновь восстанавливается. Таков один цикл волнового сопротивления верхней плоскости крыла в области отрицательных углов атаки BCD. Процесс имеет автоколебательный характер и, при приближении ЛА к скорости звука, становится основным препятствием на пути развития высоких скоростей.
Известен профиль, отличный от классического профиля и обладающий геометрическими элементами, сходными с элементами предлагаемого нами профиля. Это крыло по американскому патенту №6378802 (МПК: В64С 30/00, опуб. 30.04.2002 г.), взятому за прототип для пп.2, 3 и 4 формулы изобретения, предлагаемого автором. Главное отличие прототипа от классического профиля состоит в том, что передняя кромка представлена острым углом, не разделяющим набегающий поток на две части - по верхнему и нижнему контуру, как это осуществляет передняя закругленная кромка классического профиля. Из Fig.1 по американскому патенту и его описания следует, что в создании подъемной силы крыла с таким профилем участвуют только передняя и задняя секции, занимающие лишь 32% по верхнему и нижнему контурам крыла, тогда как вековой опыт авиации доказал, что подъемная сила крыла во всех случаях пропорциональна полной площади крыла S.
Недостатком прототипа является низкая эффективность при формировании подъемной силы, вызванная наличием волнового сопротивления по верхнему контуру крыла, что снижает его подъемную силу на единицу площади крыла.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности формирования подъемной силы за счет устранения волнового сопротивления по верхнему контуру крыла и увеличения его подъемной силы на единицу площади крыла. Другой задачей является освобождение крыла от флаттера и отрывного обтекания набегающего потока.
Создан профиль крыла, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, при этом нижний контур выполнен прямолинейным от передней до задней кромки, а верхний контур имеет прямолинейный участок, который расположен параллельно продольной оси летательного аппарата и соединен с задней кромкой плавной кривой.
Другим вариантом профиля крыла летательного аппарата является профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, частично представленные параллельными прямыми, у которого упомянутые прямолинейные части верхнего и нижнего контуров соединены плавными кривыми с передней и задней кромками, при этом верхний контур расположен параллельно продольной оси летательного аппарата.
Третьим вариантом профиля крыла летательного аппарата является профиль крыла летательного аппарата, имеющего продольную ось и крыло, содержащий острые переднюю и заднюю кромки, а также верхний и нижний контуры, причем верхний контур имеет прямолинейный участок, у которого упомянутый прямолинейный участок верхнего контура расположен параллельно продольной оси летательного аппарата, а нижний контур выполнен в виде кривой, плавно соединяющей переднюю и заднюю кромки профиля крыла.
Подъемную силу крыла с предложенными профилями весьма проблемно определить на основе известных уравнений. С этой целью предложено новое уравнение, учитывающее высоту миделевого сечения крыла, длину хорды, давление воздуха на высоте полета, а также линейную скорость молекул воздуха, имеющее следующий вид:
, где
i
Y - подъемная сила крыла, Н.
i
i
i
2
S=L·b - площадь крыла, м.
i
L - размах крыла, м.
i
b - длина хорды, м.
i
3
ρ - плотность воздуха на высоте полета, кг/м.
µi
υ - линейная скорость молекул воздуха, м/с.
i
u - скорость летательного аппарата, м/с.
i
h - высота миделевого сечения крыла, среднее значение, м.
,
0i
2
P - давление воздуха на высоте полета, Н/м,
y
при этом коэффициент подъемной силы крыла (C) рассчитывают согласно уравнению:
, где
i
m - полная масса летательного аппарата, кг,
i
2
g - ускорение силы тяжести, м/с.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
на Фиг.1 представлен предлагаемый летательный аппарат с крылом, имеющим профиль по п.1 формулы изобретения, где AD=b - хорда, она же несущая поверхность крыла;
1
1
AD=b - внешняя хорда,
1
AC - горизонтальный участок верхнего контура,
1
CD - участок плавной кривой, формирующий заднюю кромку крыла,
1
DD=h - высота миделя,
1
CC - максимальная толщина крыла,
1
угол DAC=β - угол расхождения верхнего и нижнего контуров у передней кромки.
На Фиг.2 представлен летательный аппарат с крылом, имеющим
профиль по п.2 формулы изобретения, где
AD=b - хорда, которая не несет функциональной нагрузки при данном профиле;
1
1
AD=b - внешняя хорда.
Угол установки крыла с данным профилем равен нулю, равен нулю и угол атаки на несущую нижнюю плоскость BD.
На фиг.3 представлен летательный аппарат с крылом, имеющим профиль по п.3 формулы изобретения, где
1
AC - прямой отрезок верхнего контура,
AD - плавная кривая, соединяющая переднюю и заднюю кромки,
1
CD - плавня кривая, соединяющая прямой отрезок верхнего контура с задней кромкой.
1
1
1
Предложенные профили крыла обеспечивают взаимодействие набегающего потока только с нижним контуром, представленным отрезком (AD), соединяющим переднюю кромку (А) с задней кромкой (D), одновременно являясь и хордой (b). Основная часть верхнего контура представлена прямой (AC), а его хвостовая часть (CD) плавно сходит к задней кромке. Давление по верхнему контуру (AC) практически равно давлению невозмущенного воздуха на высоте полета, при этом верхняя плоскость установлена параллельно вектору скорости ЛА, что является качественно новым, существенным признаком предлагаемого способа. При этом достигается:
1) Перевод взаимодействия крыла со средой исключительно на нижний контур.
2) Эффективное использование пристенного слоя для увеличения подъемной силы крыла по нижнему контуру.
µ
3) Введение в анализ и расчет подъемной силы крыла, его толщину (h), угол атаки (α), толщину пристенного слоя (Δh), линейную скорость молекул воздуха (υ).
4) Освобождение крыла от волнового сопротивления, непреодолимого дефекта крыла с классическим профилем.
5) Минимальное лобовое сопротивление крыла и его высокое аэродинамическое качество.
у
Динамическим параметром, используемым в расчете подъемной силы крыла классической аэродинамикой, является скоростной напор, к которому эмпирически подбирают коэффициент подъемной силы (С), а подъемную силу (Y) определяют согласно формуле [Физическая энциклопедия. Т.3, стр.670, 1992 г.]:
3
ρ - плотность воздуха, кг/м
υ - скорость движения ЛА, м/с,
2
s - площадь крыла, м.
На крейсерской трассе для ЛА имеет место равенство:
m - масса летательного аппарата, кг,
2
g - ускорение свободного падения на высоте полета, м/с;
y
приравняв правые части (1) и (2) и решая полученное уравнение относительно C, получим:
в
н
µ
y
y
В формулах (1), (2) и (3) не участвуют такие важные параметры, как толщина крыла (h), угол атаки (а), давление по верхней плоскости крыла (Р), давление по нижней плоскости крыла (Р), скорость молекул воздуха (υ), толщина пристенного слоя (Δh), а самое парадоксальное состоит в противоречии между (1) и (3). Так, согласно (1), чем больше коэффициент подъемной силы (C>1), тем выше подъемная сила крыла и тем легче ЛА отрывается от ВПП, тем короче стартовый пробег и т.д., а согласно (3), при C>1, вес ЛА больше подъемной силы крыла и он не может взлететь.
Таким образом, приведенный расчетный аппарат свидетельствует в пользу того, что в классической аэродинамике отсутствует теория обтекания крыла, движущегося в невозмущенном воздухе.
В
Н
Для крыла с патентуемым профилем предложен соответствующий математический аппарат, основанный на том, что подъемная сила крыла есть следствие разности давлений между верхней (Р) и нижней (Р) плоскостями и выражается уравнением (4):
0i
вi
0i
Поскольку у крыла с предлагаемым профилем по п.2 давление по верхней поверхности всегда равно давлению невозмущенного воздуха (P) на высоте полета (P=P), то развернув (4), получим:
0i
2
P - давление невозмущенного воздуха на высоте полета, Н/м,
i
3
ρ - плотность невозмущенного воздуха на высоте полета, кг/м,
i
υ - скорость ЛА, м/с,
µi
υ - линейная скорость молекул воздуха на высоте полета, м/с.
0
В нормальных условиях (t=0°С, P=101325 Па) скорость молекул
µ0
υ=47131,725 м/с. [Базиев Д.Х. Основы единой теории физики. М.: Педагогика, 1994, 619 стр.]
1
tgβ=h/b - отношение средней высоты миделя к внешней хорде,
h - высота миделевого сечения (Фиг.2), м,
β - угол расхождения верхнего и нижнего контуров у передней кромки крыла,
2
s=L·b - площадь крыла, м,
L - размах крыла, м,
b - хорда крыла, AD (Фиг.2 и 3) м.
1
1
b - внешняя хорда AD (Фиг.2 и 3) м.
i
y
i
i
Вводя значения Y=c·mg и tgβ в (5), получим завершенный вид уравнения подъемной силы крыла с предлагаемым профилем, в котором нет ни единого коэффициента, ибо учтены все физические и геометрические параметры, участвующие в формировании подъемной силы крыла (Y) для дозвуковых скоростей ЛА при υ<1М
1
где с≥1,01 - коэф. подъемной силы крыла.
Из (6) следует, что в режиме взлета ЛА правая часть непременно должна превышать левую, т.е. подъемная сила больше взлетного веса ЛА, а на крейсерской трассе вес ЛА и подъемная сила становятся равными. При этом величина подъемной силы в (6) всегда приобретает отрицательный знак, свидетельствующий о том, что эта сила направлена против вектора силы гравитации, т.е. вверх.
- уравнение подъемной силы крыла для скоростей ЛА (υ>1М), где М - число маха, γ=1,36805912 - коэф. адиабаты воздуха в пристенном потоке при υ>1M.
Ниже приведены примеры практического воплощения изобретения.
1
1
1
1
Пример 1. На фиг.1 и 4 приведен профиль крыла, где AD - хорда и одновременно нижний контур; ACD - верхний контур; CC - наибольшая толщина профиля; DD=h - высота миделевого сечения крыла; угол CAC=β - угол расхождения верхнего и нижнего контуров. Как видно из фиг.2 и 5, предлагаемый вариант имеет остроугольную переднюю кромку, отличительными признаками которого являются следующие:
1
1) Предельно острый угол носка, CAC=β, который является углом расхождения верхнего и нижнего контуров, при этом передняя кромка крыла (А) для сверхзвуковых ЛА выполняется предельно острой, как нож.
2) Нижний контур (AD), он же хорда (b), является отрезком прямой, обеспечивающим формирование высокоскоростного пристенного потока, обладающего большой кинетической энергией и обусловливающего избыточное давление нижней плоскости крыла (AD). Крыло с таким профилем обладает минимальным лобовым сопротивлением и максимальной подъемной силой, что и обусловливает его чрезвычайно высокое аэродинамическое качество относительно прототипа.
1
1
1
3) Основная часть верхнего контура (AC) представлена отрезком горизонтальной прямой, параллельной вектору движения крыла ЛА или главной продольной оси ЛА. Хвостовую часть верхнего контура, от точки наибольшей толщины профиля (C) до задней кромки (D), выполняют плавной кривой (CD).
1
Пример 2. На фиг.2 и 5 приведен профиль крыла, где А - умеренно острая передняя кромка, В - начало несущей поверхности крыла (BD), АВ - дуга плавного соединения нижнего контура с верхним с образованием передней кромки, CD - дуга плавного соединения верхнего контура с задней кромкой.
Отличительными признаками данного профиля являются следующие:
1
1) Основные части верхнего AC и нижнего BD контуров могут быть параллельны между собой, а могут таковыми и не быть, что зависит от радиуса кривизны АВ (Фиг.2 и 5) и высоты миделя.
2) Острая передняя кромка целиком направляет набегающий поток под крыло, по нижнему контуру вследствие отсутствия угла атаки по верхнему контуру, что обусловлено параллельностью верхнего контура продольной оси ЛА.
3) Взаимодействие набегающего потока происходит с нижним контуром (ABD), лишенным участка с отрицательным углом атаки, при этом, как показали исследования, в диапазоне скоростей υ≤0,6 М, вдоль всего нижнего контура формируется высокоскоростной пристенный слой, а при скоростях υ>0,6 М пристенный слой обрывается в точке (В), но формируется под крылом уплотненный подстилающий слой за счет набегающего потока, на который и опирается несущая поверхность крыла (BD), в результате чего удельная подъемная сила крыла с данным профилем больше, чем у прототипа более чем в 2 раза. Эта особенность проявляется при движении крыла в невозмущенном воздухе, но не может проявиться в аэродинамической трубе.
1
Данный профиль является базовым, от которого можно получить серию профилей, изменяя угол расхождения верхнего и нижнего контуров в интервале 0°-90°, а также меняя высоту миделя в широких пределах, при этом сверхзвуковые ЛА снабжаются крылом с острой передней кромкой и допустимо малым значением высоты миделя, зависящим от целого ряда технических условий. Большегрузные ЛА снабжаются крылом с данным профилем или его вариантами, при этом высота миделя будет диктоваться, прежде всего, взлетной массой и скоростью, достигаемой на ВПП к моменту отрыва. Верхний контур профиля крыла (АС) установлен параллельно вектору движения ЛА или параллельно главной продольной оси ЛА, т.е. угол установки верхней плоскости крыльев с предлагаемыми профилями всегда равен 0°, тогда как угол установки крыла с классическим профилем всегда больше нуля и колеблется в пределах от 2° до 6°.
1
1
Пример 3. На фиг.3 приведен профиль крыла, где А - острая передняя кромка, AC - прямолинейный участок верхнего контура, CD - дуга плавного соединения верхнего контура с задней кромкой, а АД - дуга плавного соединения передней и задней кромок, образующая нижний контур.
Сущность изобретения подтверждена примером практической реализации способа.
Пример осуществления предлагаемого способа формирования подъемной силы крыла и устройства для его реализации.
Для подтверждения реализуемости способа и работоспособности устройств были изготовлены четыре модели крыльев с профилями по Фиг.1, 4, Фиг.2, 5 и NACA-23015 с одинаковыми геометрическими параметрами (по размаху крыла, хорде и толщине крыла).
Испытуемую модель устанавливали на валу коллекторного электродвигателя переменного тока, мощности W=400 Вт, развивающего n=14000 об/мин. Электродвигатель с крылом крепили на массивной платформе, которую фиксировали на чаше электронных весов фирмы «Никотекс НПВ-15 кг», с допустимой погрешностью Δ=±0,005 кг. Чаша весов была экранирована большим непроницаемым диском из дюралюминия.
Модели крыльев были изготовлены из сплава алюминия с магнием, а поверхность их тщательно полировалась.
s
2
Экспериментальные исследования подтвердили более высокую эффективность крыльев с предложенными профилями по сравнению с прототипом, представляющим крыло с классическим профилем, формирующим подъемную силу преимущественно за счет создаваемого разрежения по верхнему контуру. В качестве определяющего динамического параметра принята удельная подъемная сила крыла (Y, Н/м) в функции от скорости υ. Сравним крыло с профилем по Фиг.1 и 4 с остальными крыльями: с профилем по Фиг.2, 5 и профилем NACA-23015 при равных скоростях движения крыла в невозмущенном воздухе:
3
s3
2
1) υ=25,068 м/с (табл.1), Y=247,944 Н/м,
1
s1
2
υ=25,917 м/с (NACA, табл.2), Y=64,378 Н/м,
1
s3
s1
k=Y/Y=3,85.
11
s11
2) υ=62,777 м/с (табл.1), Y=1724,982
5
s5
2
υ=62,207 м/с (NACA, табл.2), Y=287,807 Н/м,
2
s11
s5
k=Y/Y=5,993.
9
s9
2
3) υ=69,309 м/с (табл.3), Y=1105,787 Н/м,
6
s6
2
υ=69,309 м/с (NACA, табл.2), Y=355,972 Н/м,
3
s9
s6
k=Y/Y=3,106.
10
s10
2
4) υ=56,51 м/с (табл.1), Y=1388,486 Н/м,
6
s6
2
υ=56,413 м/с (табл.3), Y=708,158 Н/м,
4
s10
s6
k=Y/Y=1,9607.
Как следует из приведенного сравнения экспериментальных результатов, крыло с профилем по Фиг.1 и 4, во всех четырех примерах, имеет значительное превосходство, как над крылом с профилем NACA, так и над крылом с профилем по Фиг.2 и 5, что отражено коэффициентом k.
Анализ полученных результатов свидетельствует в пользу того, что предлагаемый способ формирования подъемной силы крыла и серии профилей, на основе Фиг.1-5, для его реализации существенно лучше классического способа и классического профиля.
На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что заявленный способ формирования подъемной силы крыла и устройство для его осуществления могут быть реализованы на практике с достижением указанного технического результата.
Литература
1. Володко A.M., Верхозин М.П., Горшков В.А. Вертолеты. Справочник. М.: Военное изд., 1992.
2. Ружицкий Е.И. Вертолеты. М.: Виктория, ACT, 1997.
3. Вертолеты стран мира. Под ред. В.Г.Лебедя. М., 1994.
4. Базиев Д.Х. Основы единой теории физики. М.: Педагогика, 1994, 640 стр.
5. Далин В.Н. Характеристики и конструкция вертолетов. М., 1983.
6. Лигум Т.И., Скрипченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарев А.В., Юровский С.И. Аэродинамика самолета Ту-154. М.: Транспорт, 1977.
7. Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей. Новосибирск, 1994.
8. Физическая энциклопедия. М., 1992. Т.3.