СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ И УМЕНЬШЕНИЯ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
METHOD OF INCREASING AIRFOIL LIFT AND REDUCING DRAG

Настоящее изобретение относится к способу увеличения подъемной силы аэродинамической поверхности летательного аппарата и уменьшения лобового сопротивления аэродинамической поверхности наземного транспортного средства. Изобретение было создано для применения, в частности, для крыльев летательного аппарата, как станет ясным из нижеприведенного описания, но изобретение также может быть использовано для повышения аэродинамического качества летательного аппарата в целом или аэродинамического качества наземного транспортного средства.
При взлете и посадке от современного летательного аппарата требуется способность создавать увеличенную подъемную силу, другими словами, возможность увеличения нормальной несущей способности крыльев для удерживания летательного аппарата, летящего на уменьшенной скорости, при которой они работают в данных условиях. Данный эффект, как правило, обеспечивают посредством отклонения закрылков вниз.
В прошлом было предложено обеспечить втягивание воздуха под высоким давлением из реактивного двигателя и выдувание его со сверхзвуковой скоростью на верхние поверхности закрылков по каналу, проходящему вдоль заднего края неподвижной части крыла, для повышения эффективности устройств, создающих увеличенную подъемную силу, в истребителе. Подача энергии, обеспечиваемая данной струей воздуха, замедляет потерю разрежения, которая возникает на верхних поверхностях закрылков, когда уменьшенная скорость полета вызывает тенденцию отрыва воздушного потока, обтекающего крыло, от крыла, что приводит к потере подъемной силы.
Использование данного способа, применяемого в прошлом, невозможно в более современном летательном аппарате, в частности в гражданском летательном аппарате, реактивные двигатели которого не могут обеспечить подачу требуемого количества воздуха под давлением. Данное ограничение обязательно присуще способу, поскольку он требует использования скорости выдувания, существенно превышающей скорость звука, что требует очень больших количеств воздуха, особенно вследствие того, что площадь крыла современного летательного аппарата, независимо от того, является ли оно военным или гражданским, является очень большой. В любом случае воздушный поток, создаваемый таким образом, будет недостаточным для большого летательного аппарата.
В качестве альтернативы сжатый воздух может подаваться соответствующим компрессором, но это повлечет за собой неприемлемое увеличение затрат, веса и потребления энергии.
Следовательно, цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить значительно усовершенствованный способ, который может быть использован не только для увеличения подъемной силы аэродинамической поверхности летательного аппарата, но также для уменьшения лобового сопротивления наземного транспортного средства.
Эта и другие цели и преимущества, которые станут более ясными ниже, достигаются в соответствии с изобретением посредством способа по пункту 1 формулы изобретения. В соответствии с другим аспектом изобретения предложено крыло летательного аппарата по пункту 6 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения определены в зависимых пунктах формулы изобретения.
В нескольких словах струю воздуха продвигают на верхнюю поверхность закрылка для увеличения его подъемной силы. В соответствии с изобретением, по меньшей мере, часть воздуха в данной струе отбирается через воздухозаборники из воздушного потока, обтекающего верхнюю поверхность неподвижной части крыла, выше по потоку до закрылка. Данная струя также используется для всасывания потоков текучей среды выше по потоку до нагнетательной трубы. В предпочтительном и наиболее эффективном варианте осуществления изобретения воздушная струя, отбираемая за счет всасывания из воздухозаборников, используется для усиления воздействия струи сжатого воздуха, выдуваемого по нагнетательному каналу, который открыт над верхней поверхностью неподвижной части крыла, непосредственно ниже по потоку за всасывающими воздухозаборниками. Это обеспечивает создание комбинированной струи, содержащей всосанный воздух и выдуваемую струю, которая направляется к выпускным отверстиям, расположенным на заднем крае неподвижной части крыла, и эжектируется на верхнюю поверхность закрылка.
Далее будет описан предпочтительный, но неограничивающий вариант осуществления изобретения. Делается ссылка на приложенные чертежи, в которых:
- фиг.1 представляет собой сечение, которое схематически иллюстрирует способ в соответствии с изобретением;
- фиг.2 представляет собой выполненный в разрезе вид в перспективе задней части крыла летательного аппарата в соответствии с изобретением;
- фиг.3 представляет собой вид в плане сверху, выполненный в направлении стрелки III на фиг.2;
- фиг.4 представляет собой вид в вертикальном сечении вдоль линии IV на фиг.3;
- фиг.5 и 6 представляют собой схематические виды в вертикальном разрезе обычного приводного устройства для закрылка крыла летательного аппарата;
- фиг.7-10 представляют собой схематические виды в вертикальном разрезе приводного устройства для закрылка, которое может быть использовано в соответствии с изобретением.
Сначала делается ссылка на фиг.1, которая представляет собой схематическое изображение фундаментального принципа настоящего изобретения. S - это поверхность твердого тела, которое движется относительно жидкой или газообразной среды, в которую тело погружено. Слои текучей среды, наиболее близкие к поверхности тела, называются потоками текучей среды, обозначенными FF. Характеристики потоков текучей среды определяют «развитие» сил, действующих на движущееся тело. В частности, потоки текучей среды создают силу, которая противодействует движению тела вперед в текучей среде, при этом данная сила называется силой лобового сопротивления, и, если тело имеет соответствующую форму, такую как форма крыльев летательного аппарата, создают силу, перпендикулярную направлению движения объекта вперед, называемую подъемной силой. В то время как сила лобового сопротивления противодействует движению транспортных средств, летательных аппаратов и кораблей, подъемная сила главным образом действует на летательный аппарат и паруса кораблей. В определенных условиях потоки текучей среды имеют тенденцию отрыва от поверхности, которую они обтекают; в подобном случае сила лобового сопротивления значительно увеличивается и способность к созданию подъемной силы крыльев и парусов сильно ухудшается. Изобретение обеспечивает возможность управления потоками текучей среды, находящимися в контакте с твердой стенкой движущегося тела, в результате чего снижается возможность их отрыва от поверхностей и, следовательно, увеличивается способность к созданию того, что известно как подъемная сила, и уменьшается сила лобового сопротивления. Управление потоками текучей среды обеспечивается посредством комбинированного эффекта всасывания потоков текучей среды под поверхностью S движущегося тела (посредством всасывающего канала СА, или отверстия, или перфорированной поверхности, или воздухозаборника типа NACA, как описано ниже) и одновременного наличия выдуваемой струи GS текучей среды ниже по потоку за местом всасывания, проходящей параллельно поверхности твердого тела.
Всасывающий канал СА обеспечивает возможность входа потоков текучей среды в эжекционный канал или канал СЕ, который проходит перпендикулярно направлению потоков текучей среды. Эжекционный канал сообщается с наружной стороной посредством нагнетательного канала CS. Предпочтительно выдуваемая струя GS (воздуха или любой текучей среды), имеющая скорость, превышающую скорость потоков текучей среды, вдувается в эжекционный канал так, что она выходит из нагнетательного канала. Из-за трения выдуваемая струя GS втягивает потоки текучей среды по всасывающему каналу и несет их вместе с собой по нагнетательному каналу. Таким образом, конечная выдуваемая струя выходит из нагнетательного канала и обтекает поверхность S для подачи энергии потокам текучей среды ниже по потоку за нагнетательным каналом.
Далее рассматриваются фиг.2-4, на которых видно, что крыло летательного аппарата содержит основную неподвижную часть 10 крыла с верхней панелью 11 и закрылок 20, шарнирно присоединенный к задней части неподвижной части 10 крыла вдоль поперечного вала 21. Во всем настоящем описании и формуле изобретения термины и выражения, обозначающие положения и ориентации, такие как «задний» или «поперечный», рассматриваются как относящиеся к направлению движения летательного аппарата или транспортного средства вперед и к состоянию, в котором устройство установлено на нем.
Канал 30 для сжатого воздуха, отбираемого из одной из ступеней низкого давления компрессора (непоказанного) и/или из обходного канала (непоказанного) турбовентиляторного реактивного двигателя, образован в неподвижной части 10 крыла, на определенном расстоянии от заднего концевого края крыла. Канал 30 проходит в поперечном направлении вдоль крыла и предпочтительно имеет поперечное сечение в форме капли, с двумя стенками 31 и 32, которые сходятся к задней части для образования узкой задней щели 33, которая удлинена в поперечном направлении и действует как эжекторное сопло, как разъяснено ниже. Эжекторное сопло 33 открыто непосредственно над промежуточной панелью 12, которая расположена под верхней панелью 11 и отделена от нее.
Между панелями 11 и 12 образовано пространство 42, которое заканчивается в задней части удлиненным в поперечном направлении, узким выпускным отверстием 44, которое образовано задними краями 13 и 14 панелей 11 и 12. Предпочтительно панели 11 и 12 сходятся по направлению к задней части, что вызывает сведение пространства 42 на конус в вертикальном направлении к задней части для увеличения ускорения воздушной струи, которая выходит из отверстия 44.
Множество воздухозаборников 41, разнесенных друг от друга в поперечном направлении с заданными интервалами, образовано в верхней панели 11. Воздухозаборники 41 образованы непосредственно выше по потоку перед эжекторным соплом 33. В предпочтительном варианте осуществления, показанном на чертежах, воздухозаборники 41 представляют собой воздухозаборники известного типа, называемого “NACA”, имеющие колоколообразный профиль, как показано на фиг.3. Альтернативно, в менее предпочтительных вариантах осуществления (непоказанных) воздухозаборники 41 могут представлять собой, например, щелевые отверстия или отверстия разных форм. Воздухозаборники типа NACA являются предпочтительными вследствие их способности захватывать и всасывать значительное количество воздуха, создавая пренебрежимо малые потери на лобовое сопротивление.
Функционирование крыла, показанного на фиг.2-4, таково. Сжатый воздух, продвигаемый со скоростью звука по каналу 30, ускоряется между сходящимися частями 31 и 32 и выходит с высокой скоростью из эжекторного сопла 33, в результате чего воздушную струю, называемую здесь «выдуваемой» (“blown”) струей, нагнетают в пространство 42. Вследствие того, что называют эффектом эжектора, данная струя, выдуваемая с высокой скоростью, втягивает больше воздуха через воздухозаборники 41 типа NACA. Следовательно, весь воздух, нагнетаемый в пространство 42, частично происходит из струи, выдуваемой из эжекторного сопла 33, и частично из всасывания через воздухозаборники 41 типа NACA из граничного слоя потока, проходящего вдоль верхней поверхности панели 11 выше по потоку перед данными воздухозаборниками. Это создает комбинированную струю сжатого воздуха (выдуваемого и всасываемого), которую эжектируют из выпускного отверстия 44 на верхней поверхности 22 закрылка. Эта комбинированная струя противодействует отрыву текучих сред от верхней поверхности закрылка и, следовательно, компенсирует потерю разрежения и, следовательно, подъемной силы, обусловленную низкой относительной скоростью потока, обтекающего крыло во время взлета и посадки.
Проверки методом имитационного моделирования, проведенные заявителем, продемонстрировали, что даже при отсутствии струи сжатого воздуха, проходящей по каналу 30, имеется некоторая степень увеличения подъемной силы, даже если она ограничена, только благодаря всасыванию через отверстия типа NACA. Данные отверстия всегда обеспечивают всасывание в граничном слое от верхней поверхности крыла, в результате чего обеспечивается минимальное увеличение подъемной силы, даже если имеет место отказ двигателя.
Увеличенная подъемная сила также оказывает благоприятное воздействие, заключающееся в обеспечении возможности упрощения приводного механизма закрылков и обеспечении возможности уменьшения размеров закрылка и обтекателя, предназначенного для размещения приводного механизма, как можно видеть при сравнении фиг.5 и 6 с фиг.7-10. Закрылок обычного типа (фиг.5 и 6) приводится в действие посредством довольно сложного механизма, который сообщает закрылку комбинированное вращательное и поступательное движение. В соответствии с изобретением, вследствие увеличенной подъемной силы, создаваемой посредством конфигурации, описанной выше, существует возможность создания более короткого закрылка 20, который предпочтительно просто шарнирно соединен с неподвижной частью крыла (фиг.7-10). Предусмотрен гидравлический силовой цилиндр 45 для обеспечения поворота торсионного вала 21 посредством рычага 46 для приведения в действие закрылка. Это обеспечивает уменьшение веса и стоимости, и размеров обтекателя (непоказанного), в котором содержится приводной механизм, в результате чего обеспечивается меньшее аэродинамическое сопротивление движению транспортного средства вперед.
Если вернуться к фиг.2 и 4, можно отметить, что, когда закрылок 20 поднят для полета с крейсерской скоростью, верхний задний край 23 закрылка перекрывает выход 44 комбинированной струи сжатого, вдуваемого и всасываемого воздуха. Для предотвращения закупоривания воздухозаборников 41 и пространства 42 грязью во время полета, когда выход 44 перекрыт, предпочтительно предусмотреть крышку 47, шарнирно присоединенную под верхней панелью 11 в месте, обозначенном ссылочной позицией 48, для закрытия воздухозаборников 41, когда увеличенная подъемная сила не требуется. Движения подъема и опускания крышки 47, которые соответствуют соответственно закрытию и открытию воздухозаборников 41, предпочтительно могут быть скоординированы или могут выполняться одновременно с движениями подъема и опускания закрылков.
Изобретение может быть применено с обеспечением особых преимуществ для реактивного летательного аппарата с мощными двухконтурными двигателями любого типа независимо от того, является ли оно гражданским или военным, которые требуют способности к созданию увеличенной подъемной силы. Изобретение может быть особенно предпочтительным в сверхзвуковом летательном аппарате, имеющем очень тонкие крылья, в которых использование обычных поверхностей с увеличенной подъемной силой очень ограничено.
Как указано выше, изобретение обеспечивает возможность предотвращения отрыва потоков текучей среды от задней поверхности, на которую эжектируют дополнительную воздушную струю. Одним эффектом этого является уменьшение лобового сопротивления. Данный эффект обеспечивает возможность использования изобретения также для наземных транспортных средств для уменьшения их аэродинамического сопротивления.
Следует понимать, что изобретение не ограничено вариантом осуществления, описанным и проиллюстрированным здесь, который следует рассматривать как пример варианта осуществления; изобретение применимо для любой текучей среды (газообразной или жидкой) и может быть модифицировано в отношении формы и расположения частей и деталей конструкции и в отношении их функционирования. Например, воздухозаборники 41 могут быть образованы в дополнительной панели (непоказанной), закрепленной над верхней панелью 11 крыла.