Струйный закрылок
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным органам управления летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано для увеличения подъемной силы самолета при малых скоростях полета в качестве струйного закрылка. Цель изобретения: повышение маневренности ЛА путем расширения диапазона давления устойчивой работы закрылка при расчетном числе Маха - 1,2 - 1,4. Цель достигается тем, что струйный закрылок, содержащий сопло 1 прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой 2 крыла, выполнено в форме сопла Лаваля с шириной критического сечения a, составляющей 0,12 - 0,22 радиуса R скругления задней кромки 2 крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии h, равном 0,4 - 0,6 радиуса скругления от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла. 6 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным органам управления летательных аппаратов, и может быть использовано для увеличения подъемной силы самолета при малых скоростях полета в качестве струйного закрылка. Разработка и применение струйных закрылков, устойчиво работающих в широком диапазоне давлений газа, является важной составной частью общей актуальной проблемы повышения маневренности и боевой эффективности истребителей и тактических самолетов на больших углах атаки и при взлете. Известен струйный закрылок, содержащий сопло, установленное над поворотным закрылком, выполненным с проточным каналом под струю. Основной недостаток указанной схемы неустойчивость работы на режимах взлета и при больших углах атаки. Известна также взятая за прототип схема струйного закрылка в крыле с управляемой циркуляцией, содержащая сужающееся сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой крыла, в которой поворот реактивной струи осуществляется благодаря эффекту Коанда (струя "прилипает" к криволинейной поверхности). Недостатком этой схемы закрылка является потеря устойчивости на режимах маневра из-за раннего (при давлениях 
3 ата) наступления отрыва потока, приводящего к значительным потерям импульса струи, что снижает маневренность самолета. Целью изобретения является повышение маневренности летательного аппарата путем расширения диапазона давления устойчивой работы струйного закрылка при расчетном числе Маха 1,2-1,4. Цель достигается тем, что в струйном закрылке, содержащем сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной задней кромкой крыла, сопло выполнено по форме сопла Лаваля с шириной критического сечения, составляющей 0,12-0,22 радиуса скругления задней кромки крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии, равном 0,4-0,6 радиуса скругления, от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла. На фиг. 1 представлена схема предлагаемого струйного закрылка; на фиг.2 показана зависимость относительного давления на срезе сопла 
(отнесено к атмосферному давлению), при котором происходит отрыв потока, от относительной ширины а критического сечения сопла (отнесено к радиусу R); на фиг.3 показано до каких максимальных безотрывных углов 
o может повернуться струя вокруг цилиндрической поверхности в зависимости от ширины а; на фиг.4 в зависимости давления Ро от относительного смещения h (отнесено к радиусу R); на фиг.5 кривые зависимости расчетного числа М и давления отрыва 
; на фиг. 6 оценочная зависимость коэффициента подъемной силы Су от коэффициента импульса реактивной струи С
Струйный закрылок (фиг.1) содержит сужающе-расширяющееся сопло 1 прямоугольного поперечного сечения и примыкающую без зазора к нему скругленную заднюю кромку 2 крыла. При проектировании геометрические размеры сопла выбираются в соответствии с числом М 1,2-1,4. При отклонении от этого диапазона в меньшую или большую сторону наблюдается более раннее наступление отрыва (если 
0,125, то при М > 1,4 и при М < 1,2, например, Ро < 3,8-4,4 см. фиг.2 соответственно кривые I и II). Ширину а сопла необходимо выбирать равной а (0,12-0,22)R по размаху крыла. Чем тоньше выходящая из прямоугольного сопла струя, тем на больший угол o она может повернуться под воздействием эффекта Коанда. Как видно из фиг. 3, для поворота струи на 120о относительная толщина струи не должна превышать 
0,22. Более "толстая" струя (а > 0,22R), не поворачивается на угол beta>> 90о, а организовать сверхзвуковое течение при а < 0,12R конструктивно сложно. При компоновке сопла или системы сопл над задней кромкой крыла обеспечивается смещение h (0,4-0,6)R относительно меридиальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки, крыла. Смещение выходного сечения сопла относительно центра криволинейной (цилиндрической) поверхности приводит к тому, что выходная струя поджимается и ускоряется, вследствие чего давление отрыва изменяется. На фиг.4 точки I и II получены экспериментальным путем, точка III соответствует предельному случаю течение Коанда отсутствует, имеет место потенциальное обтекание цилиндра. Участок II-III отражает переход от срывного течения Коанда к вихревой дорожке Кармана за цилиндром. Как видно из фиг.4, максимального давления отрыва (например, при 
0,21 и = 90о 
3,3-3,4) можно достичь при смещении на h (0,4-0,6)R. Наилучшие характеристики обеспечиваются при отношении длины L прямоугольного поперечного сечения к ширине а, равном 20-60, при этом сохраняется двумерность течения. Радиус скругления R составляет до 
7,3% хорды крыла при удлинении крыла 5,3. Предлагаемый струйный закрылок работает следующим образом. Отбираемая от второго контура реактивного двигателя (или от компрессора) выхлопная струя через плоское сопло Лаваля 1 (фиг.1) истекает в атмосферу в виде струи из длинной реактивной щели, выполненной по размаху крыла, и под влиянием эффекта Коанда "прилипает" к скругленной (цилиндрической) задней кромке 2 крыла, поворачиваясь на угол . Влияние струйного закрылка на обтекание профиля подобно влиянию обычного механического закрылка увеличение разрежения на верхней поверхности, почти равномерное увеличение давления на всей нижней поверхности, а при сверхкритических перепадах давления ( >1,83 ата) некоторый сдвиг скачка уплотнения, замыкающего звуковую зону на верхней поверхности. Таким образом, струйный закрылок обеспечивает положительную интерференцию выдуваемой струи с набегающим потоком и создает повышенную циркуляцию скорости около крыла, следствием чего является значительное увеличение подъемной силы. При этом подъемную силу и лобовое сопротивление можно варьировать независимо от угла атаки изменением коэффициента импульса С. Сопоставление результатов теоретического и экспериментального анализа при постоянном угле атаки 
и угле поворота струи (см. например, Holmes ARL-74-0136) показало, для крыльев с управляемой циркуляцией почти все увеличение подъемной силы происходит благодаря суперциркуляции. На фиг.6 кривая 1 соответствует уровню исходной подъемной силы, кривая II системам обдува верхней поверхности крыла (USB), в которых подъемная сила увеличивается преимущественно за счет отклонения вектора тяги двигателя, кривая III системам с суперциркуляцией. В предлагаемом струйном закрылке суперциркуляция возникает из-за приложения дополнительного количества движения от струи. Из фиг.6 видно, что только за счет суперциркуляции путем отбора не более 10% воздуха от компрессора (при С 
1) можно повысить максимальный коэффициент подъемной силы от Су 1,8-2,0 до Су 3,2-4,0 и сократить требуемую длину взлетно-посадочной полосы не менее чем на 45-50% или увеличить полезную нагрузку на 35-40% Из фиг.5 видно, что при толщине струи 
0,17 (кривая 1) в рекомендуемом диапазоне чисел Маха (М 1,2-1,4) достигается давление 
3,4, что на 21% больше по сравнению с прототипом, а при 
0,125 (кривая II) в том же диапазоне чисел Маха давление отрыва 
4,5, что на 25% больше по сравнению с прототипом (т.е. чем при истечении из сужающихся сопл при М 1). Расширение же диапазона устойчивой работы струйного закрылка, в котором реализуется безотрывное течение Коанда, повышает маневренность летательного аппарата.
Формула изобретения
СТРУЙНЫЙ ЗАКРЫЛОК, содержащий сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой крыла, отличающийся тем, что, с целью повышения маневренности летательного аппарата путем расширения диапазона давления устойчивой работы закрылка при расчетном числе Маха 1,2 - 1,4, сопло выполнено по форме сопла Лаваля с шириной критического сечения, составляющей 0,12 - 0,22 радиуса скругления задней кромки крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии, равном 0,4 - 0,6 радиуса скругления от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 10.02.1996
Номер и год публикации бюллетеня: 10-2001
Извещение опубликовано: 10.04.2001
