Звездообразный обтекатель

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании носовых частей летательных аппаратов. Цель изобретения - уменьшение полного аэродинамического сопротивления при заданных удлинении и площади миделя. Цель достигается тем, что обтекатель выполнен в виде фронтально расположенных тел вращения с показателем степени образующей от 0,69 до 0,81 и расстоянием между осями симметрии от 0,75 до 1,0 диаметра тела. Пластины могут выдвигаться продольно из вершины каждого тела и выполнены срезанными у вершин. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а точнее к носовым частям летательных аппаратов, к устройствам улучшения их аэродинамических характеристик при сверх- и дозвуковых скоростях полета. Известны обтекатели со звездообразным поперечным сечением, обеспечивающие при свеpхзвуковых скоростях уменьшение полного аэродинамического сопротивления по сравнению с равнодлинными конусами того же миделя [1] Аналогичные обтекатели обнаружены у дозвуковых стрел охотничьего и спортивного назначения [2] Для всех них характерна моновершинная геометрия, не позволяющая максимально реализовать преимущества пространственных обтекателей при поливершинном исполнении. Из известных обтекателей существенно пространственной формы наиболее близким по технической сущности прототипом является звездообразный обтекатель, описанный в [3] Данный обтекатель представляет собой конус с крестообразно установленными на нем четырьмя пластинами, срезанными у вершины конуса под углом от 38 до 42^о относительно его оси, заостренными по передним кромкам под углом от 6 до 8^о, по боковым кромкам под углом от 15 до 20^о и имеющими толщину, равную от 0,005 до 0,025 длины. При этом на пластинах выполнены отверстия диаметром от 0,01 до 0,05 длины обтекателя со степенью перфорации от 10 до 70% Названные пластины разбивают в сверхзвуковом полете ударную волну около тела вращения на систему слабых скачков уплотнения, присоединенных к передним кромкам пластин, и обеспечивают вследствие этого уменьшение сопротивления обтекателя по отношению к изолированному конусу. Дренирование пластин способствует повышению устойчивости в полете путем уменьшения опрокидывающего момента. Однако выбранный прототип, так же как и аналоги, не использует возможностей уменьшения сопротивления за счет применения би- и поливершинной конструкции обтекателя. Кроме того, у них не реализуется управление структурой обтекания посредством варьирования выноса навстречу потоку подвижных пластин в зависимости от скорости полета и не выбран рациональный контур тел вращения. Целью изобретения является устранение указанных недостатков путем организации положительной интерференции скачков уплотнения около перфорированных пластин и степенных тел вращения для уменьшения их полного аэродинамического сопротивления. При малых углах атаки и удлинениях эквивалентного конуса, меньших двух с половиной, предлагаемый обтекатель обеспечит относительное уменьшение полного аэродинамического сопротивления в 1,1-1,5 раза. Цель достигается тем, что при заданном удлинении обтекатель конструируется из нескольких более тонких тел вращения, из вершин которых при сверхзвуковых скоростях выносятся вверх по потоку клиновидные пластины на расстояние, равное от 0 до 0,7 диаметра тела. Причем сами тела вращения располагаются фронтально, как бы уложенными на одну плоскость на расстоянии между осями, равном от 0,75 до 1 диаметра тела. Для уменьшения сопротивления при ненулевых углах атаки на пластинах помимо дренирования делаются привершинные многоугольные оконца на месте не срезанных под углом участков пластин. На фиг. 1 схематично изображено устройство обтекателя; на фиг.2 то же, вид спереди; на фиг.3 вид А-А на фиг.1; на фиг.4 результаты испытаний в аэродинамической трубе. На фиг.1 представлен предлагаемый обтекатель без выдвижения пластин вперед, где показаны передняя кромка 1 пластины 2, тело 3 вращения, боковое заклинение 4 пластины, многоугольное оконце 5; ε- угол среза вершин пластин относительно оси симметрии тела вращения, лежащий в пределах 20-42^о. В сечении А-А сплошными линиями изображена конфигурация стыкующей поверхности тел вращения с соединительной пластиной и пунктиром контур степенного тела вращения с описывающей его формулой у0,5D(x/L)^q, где q показатель степени от 0,69 до 0,81; D и L соответственно диаметр миделя и длина тела вращения. Вынос пластин из вершин при скорости полета М > 1 соответствует 0≅ζ≅0,7D. На фиг. 4 представлены экспериментальные значения коэффициента лобового сопротивления C_x и аэродинамического качества К в зависимости от угла атаки α для двухвершинного обтекателя при выносе пластин ζ= 0 при расстоянии b 0,75-1D между осями, которое обеспечивает близость по величине периметров и равенство площадей основания с эквивалентным по длине и миделю конусом. Кривые 6 и 6¹ соответствуют двухконическому обтекателю с пластинами; кривые 9 и 9¹ эквивалентному конусу с удлинением λ_нα= 1,8; кривые 8 и 8¹ двухконическому обтекателю без пластин и кривые 7 и 7¹ двухвершинному степенному обтекателю с пластинами и показателем степени q 0,75. Штриховой индекс относится к кривым С_х( α ). Статическая сущность изобретения заключается в уменьшении интегрального угла наклона обтекаемой поверхности к вектору скорости набегающего потока путем замены одного тела вращения группой более тонких тел при равенстве их длин и суммарной площади миделя. Причем такие тела выполняют с показателем степени образующей, обеспечивающим минимум интегрального угла наклона поверхности. На основании анализа экспериментальных результатов при М 4 делается вывод об оптимальных значениях b 0,95D, ε= 25^о и ζ=0,4D при двухвершинной форме звездообразных обтекателей. Для этих параметров наблюдается заметное уменьшение сопротивления (кривая 7¹) и сохранение высокой несущей способности (кривая 7). Целесообразно смещение по оси симметрии вершин тел вращения на расстояние от 0,5 диаметра тела. Причем количество пластин устанавливается четным от 2 до 6, которые при дозвуковых скоростях втягиваются внутрь тел вращения на расстояние 0≅ζ≅0,3D. Тем самым наиболее целесообразным представляется использование для полицилиндрических фюзеляжей и крыльев сверхзвуковых самолетов. Для ракетных связок такие обтекатели предпочтительны при большой степени перфорации пластин. Помимо уменьшения сопротивления предлагаемый звездообразный обтекатель за счет наличия своеобразной носовой иглы существенно пространственной формы позволит положительно решать вопросы теплозащиты летательных аппаратов, траектория которых проходит через неоднородные среды. При прохождении же границ этих сред под углом звездообразный обтекатель обеспечит лучшие антирикошетные свойства, чем эквивалентный конус.

Формула изобретения

1. ЗВЕЗДООБРАЗНЫЙ ОБТЕКАТЕЛЬ, содержащий пластины, установленные на тело вращения и выполненные с многоугольными оконцами и равномерно распределенными отверстиями диаметром, равным от 0,001 до 0,01 длины обтекателя со степенью перфорации от 10 до 70% отличающийся тем, что, с целью уменьшения полного аэродинамического сопротивления при заданных удлинении и площади миделя, обтекатель выполнен в виде фронтально расположенных тел вращения с показателем степени образующей от 0,69 до 0,81 и расстоянием между осями симметрии от 0,75 до 1,0 диаметра тела вращения, а пластины в количестве 2, 4, 6 выполнены подвижными с возможностью продольного выдвижения из вершины каждого тела вращения при сверхзвуковых скоростях на расстоянии до 0,7 диаметра тела и втягивания при дозвуковых скоростях на расстояние от 0 до 0,3 диаметра тела. 2. Обтекатель по п.1, отличающийся тем, что пластины выполнены срезанными у вершин под углом от 20 до 42^o, а вершины тел вращения смещены относительно друг друга по оси симметрии на расстояние до 0,5 диаметра тела.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4