Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания



Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

 


Владельцы патента RU 2487051:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла. Способ обтекания предкрылка крыла самолета заключается в использовании предложенного предкрылка. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического шума самолета на режимах взлета и захода на посадку. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления.

Последние достижения в создании современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности привели к значительному снижению шума силовой установки. Как показали летные эксперименты, проведенные фирмами Boeing и Airbus, шум силовых установок современных самолетов перестает быть доминирующим среди других источников шума при заходе самолета на посадку, когда двигатели работают в режиме малого газа, и возникает проблема шума, образуемого при обтекании выпущенного шасси и отклоненных элементов механизации крыла (предкрылки, закрылки и интерцепторы). Таким образом, создание перспективных гражданских самолетов с улучшенными акустическими характеристиками, которые удовлетворяли бы все более жестким нормам ИКАО по шуму на местности, требует заметного снижения шума обтекания элементов планера самолета. В настоящее время на современных самолетах вообще не применяются никакие мероприятия по снижению этого источника шума. Поэтому повышенное внимание в последнее время стало уделяться способам, которые снижают аэродинамический шум различных элементов планера самолета. Настоящее изобретение относится к снижению шума, возникающему при обтекании потоком воздуха крыла с выпущенными элементами механизации: предкрылком и закрылком.

Известен способ снижения аэродинамического шума, создаваемого при обтекании задней кромки лопасти, при котором снижение аэродинамического шума достигается путем изменения формы поверхности задней кромки лопасти (Патент DE 102006043462, 27.03.2008 г., В64С 21/02). Согласно способу уровень шума, создаваемого потоком, обтекающим заднюю кромку лопасти, снижают путем создания гофрированной поверхности вблизи задней кромки, первоначально имеющей плоскую форму. При этом снижение шума достигается благодаря образованию продольных вихрей и изменению структуры турбулентности в потоке, обтекающем образованную зону. Однако этот метод неприменим к предкрылку, т.к. на режиме крейсерского полета, когда предкрылок находится в убранном положении, невозможно обеспечить плотного прилегания гофрированной поверхности предкрылка 1 к плоской поверхности основного элемента крыла 2, что неизбежно приведет к ухудшению аэродинамических характеристик крыла.

Известны дополнительные элементы конструкции предкрылка (Патенты US 2010084508 публ. 2010 г., МПК В64С 9/24, US 6457680, публ. 2002 г., МПК В64С 9/16), предназначенные для снижения шума при протекании потока в щели между предкрылком и носовой частью основного крыла. Основным недостатком как упомянутого выше способа, так и элементов предкрылка является использование дополнительных элементов конструкции, отклоняющих поток, что сопряжено с увеличением веса устройства, усложнением его конструкции, эксплуатации и ремонта и, как следствие, ведет к увеличению его стоимости и эксплуатационных расходов.

Известно шевронное реактивное сопло газотурбинного двигателя (Патент РФ №2310766, 20.11.2007 г.), в котором применяются шевроны для создания продольных вихрей, образующихся из-за появления скоса двух потоков: основного потока газа, истекающего из сопла, и потока воздуха, идущего по наружной обечайке сопла. Согласно этому патенту образование продольных вихрей в струе приводит к снижению шума на 1,2 дБ. Этот способ неприменим для снижения шума предкрылка, т.к. при обтекании предкрылка нет двух смешивающихся потоков газа и наличие шевронов не приводит к образованию продольных вихрей.

Известен способ снижения шума предкрылка (Патент РФ №22966695, 22.11.2002 г., В64С 9/24), достаточно простой в реализации и эффективный с точки зрения снижения шума, который заключался в использовании специальных щеток, размещенных на нижней кромке предкрылка. Этот патент выбран в качестве прототипа. Был получен эффект снижения шума. Однако такой способ приводит к недопустимо большому уменьшению коэффициента подъемной силы и усложнению эксплуатации самолета, в процессе которой необходимо заменять подверженные износу или засорившиеся щетки.

Задача изобретения - обеспечить эффективное снижение уровня аэродинамического шума, генерируемого при обтекании воздушным потоком крыла пассажирского самолета с выпущенными элементами механизации (предкрылком и закрылком) на режимах посадки без ухудшения аэродинамических характеристик крыла.

Технический результат заключается в снижении уровня аэродинамического шума при обтекании крыла без существенного уменьшения подъемной силы.

Технический результат достигается тем, что предкрылок крыла самолета, содержащий аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку, подвижно соединен с основным крылом, а, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка имеет форму синусоиды.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка выполнена в виде накладки.

Технический результат достигается также тем, что в способе обтекания предкрылка крыла самолета, заключающегося в изменении характера обтекания задней нижней кромки предкрылка, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Фиг.1. Сечение крыла с отклоненными элементами механизации.

Фиг.2. Область течения между предкрылком и основным элементом крыла.

Фиг.3. Механизмы звукообразования в области течения между предкрылком и основным крылом.

Фиг.4. Предкрылок с шевронной кромкой треугольной формы.

Фиг.5. Различные формы шевронов нижней кромки предкрылка.

Фиг.6а. Предкрылок с посадочным местом для шевронной накладки.

Фиг.6б. Шевронная накладка.

Фиг.7. Спектры шума модели крыла с обычными и модифицированными предкрылками.

На фиг.1 показано сечение крыла с отклоненными элементами механизации, состоящее из предкрылка 1, основного крыла 2, закрылка 3.

Задачу снижения аэродинамического шума, создаваемого при протекании потока в щели (фиг.2) между предкрылком 1 и носовой частью крыла 2, без существенного уменьшения коэффициента подъемной силы решает предлагаемый предкрылок и способ его обтекания.

В результате проведенных исследований, касающихся шума предкрылка, удалось выделить основные механизмы его генерации. Они схематически представлены на фиг.3. Среди известных механизмов возникновения шума можно перечислить следующие: вторичный отрыв 4, вихрь в полости 5, нестационарная сила из-за ударов вихрей 6, нестационарное присоединение потока 7, турбулентность погранслоя 8, сход вихревой пелены 9, эффект поршня 10, резкая деформация когерентных структур средним потоком 11, слияние вихрей 12, шум полости 13, рассеяние на кромке 14.

Предкрылок крыла самолета содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, которую можно условно разделить на верхнюю и нижнюю, с передней и задней кромками, и подвижно соединен с основным крылом. Модификация предкрылка заключается в изменении формы нижней кромки на шевронную (зубчатую) (фиг.4). Под шевронной формой (шевроном) понимается волнистая линия в плоскости кромки, которая может быть как с угловыми точками, так и гладкой формы.

Шеврон может иметь любую форму с угловыми точками, как треугольную форму, прямоугольную или другую, так и гладкую, например, в виде синусоиды (фиг.5а). Кроме того, шеврон может иметь неоднородный шаг S вдоль размаха предкрылка и неоднородную высоту Н (фиг.5б).

Предкрылок может иметь посадочное место для накладки (фиг.6а), а нижняя кромка предкрылка может быть изготовлена в виде отдельной шевронной накладки, которая крепится затем к предкрылку (фиг.6б).

Экспериментальные исследования в акустической заглушенной камере на модели крыла с механизацией показали, что способ снижения шума, основанный на изменении геометрии нижней кромки предкрылка, дает снижение узкополосного шума предкрылка до 10 дБ, а шевронная нижняя кромка предкрылка приводит к значительному снижению шума. На фигуре 7а, 7б, 7в, 7г приводятся спектры шума соответственно для углов наблюдения 70, 90, 110, 130 градусов в нижней полусфере под крылом. Именно распространением звука в этом направлении определяется шум самолета на местности, в том числе и при сертификационных испытаниях по шуму. Верхняя кривая соответствует прямолинейной кромке предкрылка, две нижние кривые соответствуют шевронной форме кромки с различным шагом и высотой шеврона. Эффект снижения шума без существенного уменьшения подъемной силы имеет место для различных геометрических параметров шеврона, как это следует из фиг.7.

Предлагаемый способ снижения аэродинамического шума самолета заключается в изменении характера обтекания нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла за счет формирования фазовой задержки схода вихрей с нижней кромки предкрылка и нарушения однородности источника шума, излучаемого при протекании потока воздуха между предкрылком 1 и носовой частью основного крыла 2, путем искривления нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла.

Турбулентность, точнее, нестационарность, образуется на сдвиге (в пределе - тангенциальном разрыве), сходящем с нижней кромки. Далее она развивается, усиливается и падает на крыловую часть системы. В результате взаимодействия с твердой поверхностью порождается звук. Основная идея способа заключается в уменьшении масштаба корреляции источника звука (декорреляции) в направлении размаха крыла и, следовательно, в уменьшении излучаемой звуковой энергии.

Декорреляция за счет искривления кромки предкрылка происходит следующим образом. После срыва потока с кромки возникают вихри, которые распространяются вниз по потоку со скоростью порядка α~0,6÷0,8V, где V - скорость потока до кромки. Скорость распространения вихрей зависит от характера течения в щели. Из-за этого вихри, срывающиеся с разных участков искривленной кромки, при подходе к поверхности крыла имеют разные амплитуды и, главное, разные фазы. Таким образом, вместо однородного по размаху коррелированного источника звука образуется множество некоррелированных источников, которые суммарно излучают меньший звук.

Для искривления кромки образуют, по меньшей мере, на части поверхности предкрылка, нижнюю кромку шевронной формы (фиг.4).

Данный способ имеет развитие, позволяющее оптимизировать его применение в частных случаях использования.

Предлагаемый предкрылок и способ его обтекания обеспечивают эффективное снижение уровня аэродинамического шума, создаваемого потоком при его протекании в щели между предкрылком и основным крылом, без существенного уменьшения подъемной силы.

1. Предкрылок крыла самолета, подвижно соединенный с основным крылом и содержащий аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

2. Предкрылок крыла самолета по п.1, отличающийся тем, что упомянутая кромка имеет форму синусоиды.

3. Предкрылок крыла самолета по п.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутая кромка выполнена в виде накладки.

4. Способ обтекания предкрылка крыла самолета, заключающийся в изменении характера обтекания задней нижней кромки предкрылка, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и переустанавливаемым по отношению к нему посредством переустанавливающего устройства в различные переустанавливаемые состояния предкрылком, которая имеет устройство для воздействия на поток.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к приводам аэродинамических поверхностей самолетов. .

Изобретение относится к системе обеспечения большой подъемной силы на переднем крае аэродинамической поверхности самолета согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

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 области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области аэромеханики и может быть использовано в воздушном транспорте для уменьшения сопротивления трения движущегося объекта при его обтекании потоком воздуха, а также в устройствах для управления структурой пристенной турбулентности.

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Крыло снабжено сетчатой пластиной, расположенной у торцевой части вдоль нижней аэродинамической поверхности. Сетчатая пластина выполнена выдвижной из щелевого отверстия в торцевой части крыла. Сетчатая пластина имеет треугольную форму и размер отверстий, увеличивающийся по мере их удаления от торцевой части. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх