Крыло дозвукового самолета

Изобретение относится к области авиации. Прямое или стреловидное крыло состоит из центроплана, консолей, предкрылков, закрылков и органов управления полетом. На зашивке крыла и передней части закрылков выполнены вертикальные гофры высотой не менее 15 мм, образующие плавные профилированные сужающиеся каналы с отношением входного и выходного сечений 2:1. В убранном положениях закрылков каналы перекрыты, а во взлетном и посадочном положениях закрылков оси выходных сечений каналов совпадают с направлением основного потока на верхней поверхности крыла. Технический результат - улучшение характеристик крыла на больших углах атаки. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на дозвуковых самолетах.

Известны различные схемы механизации стреловидных и прямых крыльев дозвуковых самолетов (см. Техническая информация ЦАГИ №23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу: 6 В 64 С 3/14, энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П. Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М., 1988 г.) В последнее время такие крылья выполняются с использованием сверхкритических профилей.

Однако применение крыла со сверхкритическими профилями на больших углах атаки приводит к снижению характеристик самолета из-за раннего срыва на верхней или нижней поверхности крыла. При этом резко ухудшаются несущие свойства крыла. Эти тенденции сохраняются и при выпущенной механизации, что также связано с большими потерями в щелях и каналах элементов механизации.

Целью изобретения является улучшение характеристик крыла самолета на больших углах атаки при взлетном и посадочном положении механизации и расширение области применения самолета.

Для достижения указанной цели на зашивке крыла и передней части закрылков выполнены вертикальные гофры высотой не менее 15 мм, образующие плавные профилированные сужающиеся каналы, с отношением входного и выходного сечений 2:1, при этом в убранном положениях закрылков каналы перекрыты, а во взлетном и посадочном положении закрылков оси выходных сечений каналов практически совпадают с направлением основного потока на верхней поверхности крыла.

Предложение иллюстрируется на следующих фигурах. На фиг.1 показана общая схема крыла. На фиг.2 изображена общая схема закрылков. На фиг.3 показана схема закрылков во взлетном положении. На фиг.4 показано обтекание профиля закрылков во взлетном (промежуточном) и в полностью выпущенном (посадочном) положении. На фиг.5 приведены сравнительные результаты испытаний разных конструкций с оценкой эффективности применения заявляемого предложения.

Стреловидное или прямое крыло 1 (фиг.1) состоит из центроплана 2, консолей 3, предкрылков 4, интерцепторов 5, элеронов 6, закрылков 7, воздушных тормозов 8. В крыле размещены топливные баки 9 и необходимые системы для обеспечения полета (условно не показаны). Для перемещения элементов механизации на крыле 1 установлены приводы 10, управляемые из кабины экипажа.

В полетном положении (на "гладком крыле") вся механизация находится в убранном положении (фиг.1 и фиг.2) и воздух между нижней и верхней поверхностями не протекает.

Во взлетном положении механизации (фиг.3) закрылки выпускаются на относительно небольшой угол. В вертикальных каналах образуется устойчивое течение с образованием множества струек на верхней поверхности крыла. Профилирование каналов позволяет резко снизить общее сопротивление воздушного канала между зашивкой крыла и закрылком. Изменение площади каждого канала обеспечивает создание градиента скорости и давления по размаху щели между зашивкой крыла и закрылками, что способствует повышению устойчивости течения до больших, чем обычно, углов атаки самолета (не менее чем на 3 градуса).

В посадочном положении механизации закрылки выпущены на максимальный угол (не менее 30 градусов). Щели существенно увеличены. Действие предлагаемого решения аналогично. Увеличивается скорость струек на верхней поверхности крыла, повышается устойчивость течения на закрылке в целом и существенно увеличивается располагаемый диапазон углов атаки самолета.

На фиг.4 видно, что основной задачей профилирования каналов между зашивкой и закрылками является формирование неоднородного потока струек, которые плавно вписываются в зону вероятного отрыва основного потока.

На фиг.5 показана типовая кривая сравнительных результатов, полученных на крыле с разными однощелевыми закрылками, геометрически образованными по одинаковым законам. Из графиков видно, что предлагаемое решение позволяет повысить эффективность механизации и обеспечить при выпущенном положении закрылков повышение несущих свойств крыла и увеличение располагаемого угла атаки на 2-3 градуса.

К сожалению, выбор конструктивных решений и параметров в каждом отдельном случае пока приходится подбирать экспериментально. Но проведенные продувки модели полностью подтвердили заявленные свойства и большие возможности предлагаемой конструкции.

Прямое или стреловидное крыло дозвукового самолета, состоящее из центроплана, консолей, предкрылков, закрылков и органов управления полетом, отличающееся тем, что на зашивке крыла и передней части закрылков выполнены вертикальные гофры высотой не менее 15 мм, образующие плавные профилированные сужающиеся каналы с отношением входного и выходного сечений 2:1, при этом в убранном положении закрылков каналы перекрыты, а во взлетном и посадочном положениях закрылков оси выходных сечений каналов практически совпадают с направлением основного потока на верхней поверхности крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах как с прямым, так и со стреловидным крылом. .

Изобретение относится к направляющим посадочных закрылков для летательных аппаратов

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство

Изобретение относится к увеличивающим подъемную силу крыла системам для летательного аппарата в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы изобретения

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки

Изобретение относится к опорному узлу для направления закрылка во время развертывания на крыле самолета. Опорный узел содержит направляющую дорожку, задающую двухмерный путь, цилиндрический подшипниковый ведомый элемент, имеющий продольную ось, вал и сферическую опору. Ось подшипникового ведомого элемента ограничена для того, чтобы следовать по указанному пути во время развертывания закрылка. Вал проходит от подшипникового ведомого элемента. Сферическая опора соединяет конец вала с подшипниковым ведомым элементом таким образом, что подшипниковый ведомый элемент является вращаемым относительно вала вокруг продольной оси подшипникового ведомого элемента, когда он перемещается по дорожке. Сферическая опора обеспечивает угловой поворот вала вокруг центральной точки сферической опоры так, что закрылок, поддерживаемый указанным узлом, является свободным для перемещения во многих направлениях. Направляющая дорожка может быть прикреплена к элементу конструкции авиационного крыла или к закрылку, а линейный опорный элемент может быть прикреплен к закрылку или к крылу на валу соответственно. Достигается возможность направления закрылка по трехмерной траектории во время развертывания, уменьшение проскальзывания и истирания подшипникового ведомого элемента. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к крылу воздушного или космического судна и касается посадочных закрылков или щитков. Крыло (12) содержит подвижное обтекаемое тело (10), подвижное опорное устройство (22), которое соединено с обтекаемым телом (10) для поворота обтекаемого тела (10) на крыле (12), и устройство (18, 20) управления обтекаемым телом. Устройство (18, 20) управления прикреплено к крылу (12) в первой точке (С), а опорное устройство (22) - во второй точке (В), и указанные две точки (С, В) устройства (18, 20) управления и опорного устройства (22) образуют ось (HL-1). Устройство (18, 20) управления расположено под предварительно определенным углом (β) к оси (HL-1) и направляет обтекаемое тело (10) в предварительно определенной плоскости вокруг оси (HL-1). Достигается простота конструкции и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению летательными аппаратами. Механизм представляет собой рычажно-пружинный или линейно-пружинный механизм, имеющий положение неустойчивого равновесия и содержащий рычаг, прикрепленный к управляемому элементу, и/или к органу управления, и/или к промежуточному кинематическому звену, и шарнирно прикрепленную к концу рычага пружину сжатия или растяжения. Усилие пружины направлено к оси вращения управляемого элемента. Пружина или толкатель должны крепиться к рычагу и к самолету двумя шарнирами. Обеспечивается уменьшение усилий при ручном управлении различными управляемыми элементами летательных аппаратов. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для увеличения подъемной силы содержит основной элемент (5) закрылка, установленный с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент (6А-1), выполненный так, что он имеет плавный контур и расположен вблизи концевого участка в направлении размаха поверхности положительного давления основного элемента (5) закрылка, выступая в направлении от основного элемента закрылка. Крыло содержит основное крыло и устройство для увеличения подъемной силы. Устройство для снижения шума содержит съемный основной элемент, выполненный с возможностью присоединения к концевому участку в направлении размаха основного элемента закрылка и возможностью отсоединения от концевого участка в направлении размаха основного элемента закрылка, установленного с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы и снижение шума без увеличения веса. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх