Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата



Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата
Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата
Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата
Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2537076:

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

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°. Задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной. Устройство установлено на фюзеляже в виде вихрегенератора. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы крыла. 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Известно, что на режимах взлета и посадки при отклонении предкрылка возникает разрыв между фюзеляжем и предкрылком. В этой области возникает локальная зона нестационарного течения, которая приводит к ухудшению обтекания бортовой секции крыла, возникновению преждевременного локального отрыва потока при увеличении угла атаки и, как следствие, потере несущих свойств всего самолета. Для улучшения обтекания и смещения наступления отрыва на больших углах атаки используются различные устройства, такие как вихрегенераторы различного вида, удлинители предкрылка и другие элементы конструкции.

Применение вихрегенератора позволяет при небольшом размере и без значительных конструктивных сложностей существенно изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата.

Принципы управления и конструктивные способы предотвращения отрыва потока на крыле описаны в книге: Чжен П. Управление отрывом потока. - М.: Мир, 1979, глава 4, стр.200-304. Показано, что предотвратить локальный отрыв потока на крыле или затянуть этот процесс на большие углы атаки возможно либо с помощью предкрылков, либо вихрегенераторов, устанавливаемых на верхней поверхности крыла. Положительный эффект от применения этих элементов достигается за счет повышения энергии в области замедленного потока или роста уровня турбулентности в сечениях крыла, расположенных за вихрегенератором.

Известен дефлектор-вихрегенератор (см. статью T.D. Ward and R.S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. of Aircraft, vol.22, N 6, 1985 г.), выполненный в виде треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки xпк=75°, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом φдвг≈-30° относительно хорды крыла.

Недостатком, который можно указать, является то, что такой дефлектор-вихрегенератор "работает" как элемент предкрылка и радикального влияния на характер срыва на крыле не оказывает.

Известен дефлектор-вихрегенератор (Патент РФ №2128129. МПК B64C 23/06, опуб. 27.03.1999), взятый за прототип, выполненный в виде треугольной пластины, установленной на фюзеляже или мотогондоле. Дефлектор-вихрегенератор выполнен с углом стреловидности передней кромки xпк=70-76° и хордой bдвг=(0,5-0,6)ba, где bдвг - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом φдвг в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны x ¯ д в г = ± 0 , 005 , y ¯ д в г = 0 , 3 0 , 4 .

Однако на стреловидном крыле, образованном по сверхкритическим профилям, при использовании предкрылка течение в области стыка крыла и фюзеляжа становится более сложным, а такое техническое решение - малоэффективным.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является повышение несущих свойств летательного аппарата на околокритических углах атаки.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата в виде вихрегенератора установлено на фюзеляже и выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°, далее посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°, задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета. Все кромки устройства заострены.

На фиг.1 изображена схема устройства в плане,

на фиг.2 представлена схема установки на летательном аппарате,

на фиг.3 представлена экспериментальная зависимость изменения коэффициента подъемной Су от угла атаки α,

на фиг.4 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества модели самолета в посадочной конфигурации для прототипа и предлагаемого устройства.

Форма вихрегенератора показана на Фиг.1. Вихрегенератор 1 выполнен в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой 2. Угол стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа составляет 40÷50°. Далее посредством плавного скругления 3 передняя кромка 2 вихрегенератора переходит в боковую кромку 4, составляющую с поверхностью фюзеляжа 5 угол не более 5°. Задняя кромка вихрегенератора 6 прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина вихрегенератора 7 составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота вихрегенератора 8 составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части вихрегенератора 9 является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета. Все кромки вихрегенератора заострены.

Параметры установки вихрегенератора показаны на Фиг.2. Вихрегенератор 1 установлен на фюзеляже 10 перед крылом 11 чуть ниже носка его бортового сечения 12. Расстояние по горизонтали 13 от задней заостренной кромки вихрегенератора 14 до носка бортового сечения крыла 12 составляет 8-10% от хорды бортового сечения крыла. Расстояние по вертикали 15 от задней кромки вихрегенератора до носка бортового сечения крыла пропорционально расстоянию по горизонтали и составляет 70-90% от этого расстояния. При наличии предкрылка 16 вихрегенератор располагается за пределами щели между фюзеляжем и предкрылком. В целях уточнения наилучшего положения вихрегенератора для конкретного самолета необходимо проведение экспериментальных исследований. Крепление вихрегенератора к фюзеляжу обусловливается конструкцией самолета и должно быть выполнено с обеспечением максимальной гладкости поверхностей фюзеляжа и вихрегенератора.

Устройство работает следующим образом. При обтекании стыка крыла и фюзеляжа на больших углах атаки возникают локальные зоны отрыва потока, которые при увеличении угла атаки быстро распространяются вдоль размаха крыла. Устройство изменяет обтекание области стыка крыла и фюзеляжа и направляет основную энергию набегающего потока над крылом, обеспечивая тем самым более благоприятное обтекание крыла за устройством, что позволяет обеспечить безотрывное обтекание крыла до больших значений угла атаки.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета со стреловидным крылом и предкрылком. Результаты испытаний показали, что предлагаемое устройство по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета на ΔСумах≈0.07÷0.15. При скорости потока, соответствующей числу М=0.2, установка устройства дала возможность увеличить аэродинамическое качество модели на режимах, близких к режиму Сумах на ΔК≈0.2÷0.7 (фиг.4).

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить несущие свойства летательного аппарата на режимах взлета и посадки, что, в свою очередь, позволит получить для среднемагистрального пассажирского самолета значительное увеличение полезной нагрузки либо сокращение необходимой длины взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата в виде вихрегенератора, установленного на фюзеляже, отличающееся тем, что оно выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°, далее посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°, задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°, длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета, высота устройства составляет 20÷25% от его длины, толщина центральной части устройства является постоянной и обусловлена требованиями прочности для конкретного самолета, все кромки устройства заострены.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси.

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.

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

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.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка. Головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа. Другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Изобретение направлено на повышение подъемной силы крыла. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди. Крыло включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны. Крыло в плане представляет кубическую параболу, установленную осью параллельно оси фюзеляжа. На верхней обшивке крыла закреплена вихревая гребенка из трех форсунок, которая набегающий на нее ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену. Изобретение направлено на снижение сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.

Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла. Способ включает запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещают во временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на удалении от исходного неподвижного положения, и устанавливают под углом относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура. В другом варианте способ предназначен для крыльев самолета. Законцовка крыла приспособлена для использования вариантов способа. Самолет содержит такую законцовку крыла. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры. Обтекаемое текучей средой тело (10) содержит обтекаемую текучей средой (30) поверхность (12), имеющую общую форму, определяющую главное направление (14) потока по поверхности (12). Поверхность (12) содержит структуру для уменьшения аэрогидродинамического сопротивления тела (10), которая содержит выемку (16.2-16.3), имеющую поперечное сечение по существу в форме кругового сегмента, с целью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды. Структура содержит входной участок (18.2-18.3), наклоненный по отношению к главному направлению потока по направлению к выемке (16.2-16.3) и расположенный по главному направлению потока перед выемкой (16.2-16.3), с целью введения потока (24) текучей среды в выемку (16.2-16.3). Структура выполнена с возможностью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды, располагаемого по существу внутри выемки (16.2-16.3). Группа изобретений направлена на уменьшение аэрогидродинамического сопротивления тела в текучей среде. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°. Крыло содержит законцовку крыла. Воздушное судно выполнено с указанным крылом. Предложены также способ установки или замены законцовки крыла на крыле, способ модификации существующей законцовки крыла и способ эксплуатации крыла с законцовкой крыла. Группа изобретений направлена на улучшение летных качеств. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.
Наверх