Самолет схемы "летающее крыло"

 

Использование: в конструкции самолетов, выполненных по схеме "летающее крыло". Самолет содержит стреловидное крыло переменной толщины, двигатели и вертикальное оперение. Толщина крыла в направлении от плоскости симметрии самолета к его концам вначале увеличивается, а затем уменьшается. 9 ил.

Изобретение имеет отношение к авиации и касается транспортных самолетов, служащих для перевозки людей или грузов.

С момента зарождения авиации и до настоящего времени усилия авиационных конструкторов были направлены на повышение аэродинамического качества самолетов и уменьшение относительного веса их конструкции. Более всего этим критериям отвечает самолет, выполннный по схеме "летающее крыло". Данная схема позволяет избавиться от фюзеляжа и оперения, что увеличивает аэродинамическое качество самолета, и распределить нагрузку вдоль размаха крыла, что уменьшает изгибающие моменты крыла, а значит, уменьшает его относительный вес.

Недостатки схемы "летающее крыло" неустойчивость по тангажу и малое плечо поверхностей управления по тангажу. Эти недостатки можно устранить, применяя стреловидное крыло, но это ведет к ухудшению несущих свойств крыла. Недостатком схемы "летающее крыло" является также невозможность применения взлетно-посадочной механизации, что удлиняет взлетно-посадочную дистанцию.

За всю историю авиации по схеме "летающее крыло" было построено несколько летательных аппаратов. Один из них бомбардировщик конструкции Д.Нортропа ХВ 35 имел максимальное аэродинамическое качество К 22,6. Такого значения аэродинамического качества не имеют самолеты обычных схем ("нормальная", "утка", "бесхвостка") до сих пор. Самолет ХВ 35 имел стреловидное крыло, четыре двигателя с четырьмя соосными толкающими винтами, установленными на задней кромке крыла. Самолет имел удовлетворительную устойчивость и управляемость по всем осям.

Недостатки данного самолета низкие несущие свойства крыла (из-за стреловидности крыла) и невозможность применения взлетно-посадочной механизации.

Наиболее близким к заявляемому решению является самолет схемы "летающее крыло", у которого фюзеляж плавно переходит в стреловидное крыло малого удлинения. Крыло в плоскости симметрии самолета имеет большую толщину, чем на концах (т.е. толщина крыла уменьшается в направлении от плоскости симметрии к его концам).

Недостатки данного решения низкая несущая способность крыла (из-за его стреловидности) и невозможность применения механизации (взлетно-посадочной) крыла.

Цель изобретения устранение указанных недостатков.

Заявляемый самолет имеет общий элемент с прототипом стреловидное крыло, имеющее переменную, вначале увеличивающуюся, а затем уменьшающуюся толщину крыла в направлении, перпендикулярном передней кромке крыла.

Отличительным признаком является то, что толщина крыла у заявляемого решения в направлении от плоскости симметрии самолета к его концам вначале увеличивается, а затем уменьшается. Это позволяет увеличить несущие свойства стреловидного крыла, позволяет иметь такую форму крыла в плане, которая позволяет иметь взлетно-посадочную механизацию, позволяет распределить полезную нагрузку вдоль размаха крыла. Все это обеспечивает иметь заявляемому самолету более высокое аэродинамическое качество, меньшую взлетную и посадочную скорость, меньший относительный вес конструкции крыла.

Крыло заявляемого самолета может иметь как прямую, так и обратную стреловидность. Крыло может быть использовано не только у самолетов схемы "летающее крыло", но и у самолетов других схем ("нормальная", "утка" и др.), имеющих стреловидные крылья.

Заявляемое решение может быть использовано как на летательных аппаратах (ЛА), совершающих полет на дозвуковой скорости, так и на сверхзвуковых ЛА.

На фиг. 1 изображен заявляемый самолет, вид сверху; на фиг.2 то же, вид сбоку; на фиг.3 то же, вид спереди; на фиг.4 сечение А-А на фиг.1; на фиг.5 сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 6 обтекание крыла прямой стреловидности (обозначения: χ₁ угол стреловидности крыла по передней кромке, V_∞ вектор скорости невозмущенного потока перед крылом 1, V_∞ ˙ sin χ₁ и V_∞ ˙ cos χ₁ составляющие вектора скорости V_∞ параллельная и перпендикулярная передней кромке крыла 1 соответственно, V_∞^I вектор абсолютной скорости потока на поверхности крыла 1, V_∞ ˙ sin χ₁ и ( V_∞ ˙ cos χ₁ ) составляющие вектора скорости V_∞^I параллельная и перпендикулярная передней кромке крыла 1 соответственно, 90^о угол, между составляющими скоростей V_∞ ˙ sin χ₁ и V_∞ ˙ cos χ₁ и V_∞ ˙ sin χ₁ и ( V_∞ ˙ cos χ₁ ) на фиг.7 обтекание нестреловидного крыла с треугольным профилем (в направлении, перпендикулярном передней кромке крыла) и при нулевом угле атаки, вид сверху (1 нестреловидное крыло, д струйка потока перед крылом 1, δ струйка потока с верхней стороны крыла 1, плоскость (ПОЗИ) нижняя поверхность крыла 1, плоскость (еЖЗИ) передняя часть верхней поверхности крыла 1, плоскость (ПОЖЕ) задняя часть верхней поверхности крыла 1, К-Л хорда профиля крыла 1); на фиг.8 сечение А-А на фиг.1 (д струйка потока перед крылом 1, б и в струйки потока на верхней и нижней поверхности крыла 1); на фиг.9 обтекание крыла прямой стреловидности, вид сверху-спереди под некоторым углом (1 крыло прямой стреловидности,(Д струйка потока перед крылом 1, δ струйка потока на верхней стороне крыла 1, χ₁ угол стреловидности крыла 1, г проекция струйки потока д на плоскость (еЖЗ'И'), д перпендикуляр, опущенный из начала струйки потока (вектора) д на плоскость (еЖЗ'И'), плоскость (еЖЗИ) передняя часть верхней поверхности крыла 1, плоскость (еЖЗ'И') увеличенный вариант плоскости (еЖЗИ), плоскость (ПОЗИ) нижняя поверхность крыла 1, плоскость (ПОЖЕ) задняя часть верхней поверхности крыла 1, К-Л хорда крыла 1 в направлении, перпендикулярном передней кромке крыла 1, К-М хорда крыла 1 в направлении струйки потока д (направление невозмущенного потока), К-Н хорда крыла 1 в направлении струйки потока δ (вектор абсолютной скорости потока на верхней поверхности крыла 1).

Заявляемый самолет имеет крыло 1 прямой стреловидности, двигатели 2, передние рули 3 высоты, закрылки 4, элевоны 5, кили 6, рули 7 направления.

Известно, что у крыла прямой стреловидности (КПС) существует перетекание погранслоя от середины крыла (плоскости симметрии крыла) к его концам (т.е. вектор абсолютной скорости потока направлен от середины крыла к его концам). Оптимальные несущие свойства имеет профиль крыла вполне определенной относительной толщины (при данной скорости полета или числе Маха), толщина которого в направлении вектора абсолютной скорости омывающего профиль потока изменяется по строго определенному закону (вначале толщина увеличивается, затем уменьшается), т.е. профилирование крыла должно производиться в направлении вектора абсолютной скорости потока (в других направлениях профилирование не имеет смысла). Но так как у заявляемого самолета крыло имеет переменную (вначале увеличивающуюся, затем уменьшающуюся) толщину в направлении от плоскости симметрии крыла к его концам (т.е. в направлении вектора абсолютной скорости потока), следовательно, такая профилировка будет способствовать улучшению несущих свойств заявляемого крыла по сравнению с обычными КПС, толщина которых в направлении от плоскости симметрии крыла к его концам непрерывно уменьшается. Принятое профилирование крыла позволяет ему иметь такую форму в плане, которая позволяет ему иметь взлетно-посадочную механизацию и распределенную нагрузку вдоль размаха крыла. Все это вместе взятое позволяет повысить аэродинамическое качество, уменьшить взлетную и посадочную скорости и уменьшить вес конструкции крыла по сравнению с известными решениями.

Заявляемый самолет управляется следующим образом. При взлете и посадке передние 3 рули высоты, закрылки 4 и элевоны 5 отклонены на положительные углы атаки (для увеличения подъемной силы крыла). Управление по тангажу на этих режимах осуществляется дифференциальным отклонением (в разные стороны) передних рулей 3 высоты и элевонов 5, управление по крену дифференциальным отклонением элевонов 5 правой и левой консолей крыла. Управление по рысканию на этих режимах осуществляется отклонением руля 7 направления.

В крейсерском режиме полета управление самолетом по всем осям аналогично управлению при взлете и посадке, за исключением того, что закрылки 4 не отклонены.

При попытке объяснить перетекание погранслоя у КПС от его середины к его концам при помощи официально принятой теории, вскрываются ее противоречия. Существующая теория ухудшения несущих свойств скользящего крыла, например КПС, по сравнению с нестреловидным крылом (НК) объясняет это так. У КПС с углом стреловидности χ₁ ≠ 0 (фиг.6) скорость невозмущенного потока V_∞ можно разложить на две составляющие: составляющую, параллельную передней кромке крыла, V_∞ ˙ sin χ₁ и составляющую, перпендикулярную передней кромке крыла V_∞ ˙ cos χ₁ Составляющая V_∞ ˙ sin χ₁ не оказывает влияния на распределение давления по поверхности крыла, а следовательно, и на подъемную силу крыла. Подъемную силу и лобовое сопротивление крыла определяет составляющая V_∞ ˙ cos χ₁ Так как V_∞ ˙ cos χ₁ меньше V_∞ то и разряжение на верхней поверхности КПС будет меньше, чем у НК. Подъемная сила уменьшается при этом пропорционально квадрату косинуса угла стреловидности (≈ cos² χ₁ ). Опытные данные по измерению аэродинамических коэффициентов дают в зависимости от параметров крыла несколько отличные от расчетных значений коэффициентов (в пределах пропорциональной зависимости от cos χ₁ до cos² χ₁ ).

Согласно теории угол между составляющими V_∞ ˙ sin χ₁ и V_∞ ˙ cos χ₁ равен 90^о (следует из принципа разложения скорости V_∞ на составляющие) (фиг.6). При обтекании профиля крыла, имеющего не нулевую относительную толщину, дозвуковым потоком увеличивает свое значение только составляющая V_∞ ˙ cos χ₁(составляющая V_∞ ˙ sin χ₁ не изменяет свое значение), и на поверхности крыла она будет иметь некоторое значение ( V_∞ ˙ cos χ₁ )^I большее, чем V_∞ ˙ cos χ₁ (следует из того, что подъемная сила профиля крыла образуется за счет того, что давление на верхней поверхности профиля уменьшается (статическое давление) из-за увеличения скорости потока, обтекающего профиль).

Так как при дозвуковых скоростях полета подъемная сила крыла создается главным образом за счет разряжения на верхней поверхности крыла), то ограничиваемся рассмотрением потока на верхней поверхности крыла. Угол между V_∞ ˙ sin χ₁ и ( V_∞ ˙ cos χ₁ )^I в этом месте на поверхности крыла (фиг.6) равен 90^о (следует из принципа разложения скорости потока на составляющие). Из всего этого следует, что суммарный вектор скорости этих двух составляющих (вектор абсолютной скорости потока на поверхности крыла) будет направлен к середине крыла (к плоскости симметрии крыла, если считать КПС состоящим из двух консолей).

Однако экспериментальные факты свидетельствуют о том, что у КПС вектор абсолютной скорости потока на поверхности крыла направлен от середины крыла к его концам, т.е. эксперимент дает совершенно иное (по сравнению с теорией) направление абсолютной скорости потока на поверхности КПС.

Таким образом, в качественном отношении существующая теория ухудшения несущих свойств КПС по сравнению с НК к действительности не имеет никакого отношения, да и в количественном отношении она далеко не безупречна. Она не объясняет, почему у КПС вектор абсолютной скорости потока направлен от середины крыла к его концам.

Объяснить направление вектора абсолютной скорости потока при обтекании КПС можно следующим образом. Рассмотрим обтекание двух видов крыльев КПС и НК (фиг.7, 8 и 9). Профили этих крыльев (в направлении, перпендикулярном передней кромке крыла) будут иметь треугольную форму, и крылья будут находиться под нулевым углом атаки к набегающему потоку. Скорость невозмущенного потока (и скорость потока на всей поверхности крыльев) является дозвуковой.

На фиг.7 показано обтекание НК (угол стреловидности χ₁ 0), вид сверху.

На фиг.8 показано, что струйка потока д у носика профиля НК разделяется на две части: одна из них б обтекает профиль с верхнй стороны, а другая в с нижней стороны. Так как нижняя поверхность крыла (и профиля) является плоской, а угол атаки крыла равен нулю, то, следовательно, струйка потока в не участвует в создании подъемной силы (т.к. скорость ее равна скорости невозмущенного потока, влияние вязкости потока не учитывается, т.к. оно не меняет качественную картину обтекания). Другая струйка потока (б) отклоняется плоскостью (еЖЗИ), являющейся двумерной поверхностью (фиг.7 и 8). В создании подъемной силы участвует именно эта струйка потока (т.к. при обтекании ею профиля крыла скорость ее возрастает, а следовательно, статическое давление потока уменьшается).

Струйки потока д и б лежат в одной плоскости, перпендикулярной плоскости (еЖЗИ). Плоскость (еЖЗИ) является ровной и двумерной, и в этом случае отклонение потока такими поверхностями подчиняется законам отклонения (отражения). Величина хорды профиля крыла в направлении проекции вектора абсолютной скорости потока (струйка б) на нижнюю поверхность крыла плоскость (ПОЗИ) равна расстоянию К-Л.

Теперь это же крыло поместим под некоторым углом стреловидности χ₁ ≠ 0 (прямая стреловидность) к набегающему потоку (фиг.9, вид спереди-сверху под некоторым углом, чтобы показать пространственный характер крыла). Увеличим плоскость (еЖЗИ) до размеров (еЖЗ'И'). Опустим перпендикуляр д из начала вектора д на плоскость (еЖЗ'И'). Соединив точку пересечения перпендикуляра д с плоскостью (еЖЗ'И') и конец вектора д, получим проекцию вектора д на плоскость (еЖЗ'И') г. Согласно закону отклонения потока эта проекция должна лежать на одной прямой с отклоненной струйкой потока б и, таким образом, получаем направление вектора абсолютной скорости потока на верхней поверхности крыла. Как видно из фиг.12, это направление полностью согласуется (в качественном отношении) с экспериментальными фактами.

Величина хорды профиля крыла в направлении проекции вектора абсолютной скорости потока на верхней поверхности крыла (струйка б) на нижнюю поверхность крыла плоскость (ПОЗИ) равна не К-Л, и даже не К-М, а К-Н.

Так как величина хорды профиля крыла К-Н получается больше, чем К-Л (в случае НК), а толщина крыла остается неизменной, то относительная толщина профиля крыла () у КПС получается меньше, чем у НК.

Из аэродинамики известно, что при уменьшении уменьшаются несущие свойства крыла (уменьшается коэффициент максимальной подъемной силы С_ymax). При этом изменяется закон изменения толщины крыла в направлении вектора абсолютной скорости потока, что дополнительно снижает несущие свойства стреловидного крыла по сравнению с НК.

Таким образом, профилирование крыла (т.е. изменение толщины крыла по определенному закону) КПС в направлении вектора абсолютной скорости омывающего крыло потока (что отвечает требованию аэродинамики, т.к. в других направлениях профилирование не имеет смысла), обусловливает более высокие несущие свойства заявляемого самолета, по сравнению с обычными КПС, профилирование которых осуществляется в направлении, перпендикулярном передней кромке крыла.

Если проводить профилирование крыла в направлении вектора абсолютной скорости омывающего потока, то крыло будет иметь переменную (вначале увеличивающуюся, затем уменьшающуюся) толщину как в направлении, перпендикулярном передней кромке КПС, так и в направлении от середины крыла к его концам. Такая профилировка позволяет распределить нагрузку вдоль размаха крыла, что уменьшает изгибающие моменты в конструкции крыла, а следовательно, уменьшает его вес. Форма крыла в плане позволяет ему иметь взлетно-посадочную механизацию. Это уменьшает взлетную и посадочную скорости самолета, что повышает безопасность полета и снижает нагрузки на шасси и планер, действующее при посадке самолета, что снижает вес шасси и планера.

Так как у крыла обратной стреловидности (КОС) существует перетекание погранслоя от концов крыла к его середине (т.е. вектор абсолютной скорости потока на поверхности крыла направлен от концов крыла к его середине плоскости симметрии), то заявляемое решение может быть применено как на КПС, так и на КОС.

Хотя был рассмотрен дозвуковой диапазон скоростей полета, это не означает, что заявляемый самолет не может быть использован для полета в околозвуковом или сверхзвуковом диапазонах скоростей полета.

Формула изобретения

Самолет схемы "летающее крыло", содержащий стреловидное крыло переменной толщины, двигатели и вертикальное оперение, отличающийся тем, что толщина крыла в направлении от плоскости симметрии самолета к его концам вначале увеличивается, а затем уменьшается.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9