СПОСОБ УЛУЧШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК БИПЛАННОГО КРЫЛА Российский патент 1996 года по МПК B64C3/42 B64C39/08 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам, и преимущественно может быть использовано на летательных аппаратах бипланной конструкции.

Известен способ улучшения аэродинамических характеристик крыла с надкрылком, заключающийся в изменении положения надкрылка относительно крыла, а именно перемещении надкрылка вверх и вперед относительно носка крыла [1]
Однако надкрылок не изменяет свое угловое положение относительно нижнего крыла, что не позволяет получать достаточно высоко приращение аэродинамического качества во всем диапазоне полетных углов атаки.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ улучшения аэродинамических характеристик бипланного крыла, заключающийся в ускорении потока в межкрыльевом пространстве путем образования сужающегося канала между крыльями, верхнее из которых вынесено вперед относительно нижнего и установлено с образованием между хордами сечений верхнего и нижнего крыльев отрицательного угла, обращенного в направлении полета [2]
Однако этот способ улучшения несущих свойств самолетного крыла имеет существенный недостаток. Верхнее крыло располагается неподвижно относительно нижнего крыла с выносом вперед на 2/3 хорды нижнего крыла, а в вертикальном направлении верхнее крыло у своей задней кромки зафиксировано над базисной линией, являющейся хордой дужки нижнего крыла, на некотором расстоянии. Но такое расположение несущих поверхностей выгодно только в узком диапазоне изменения углов атаки, близких к наивыгоднейшему α _нв. Если же угол атаки летательного аппарата будет значительно увеличиваться, то сначала на нижнем крыле, а затем и на верхнем начнутся срывные явления и начнут ухудшаться несущие свойства и уменьшаться аэродинамическое качество. Другими словами, с увеличением угла атаки α > α _нв, где α _нв наивыгоднейший угол атаки бипланной конструкции, будет значительно уменьшаться значение коэффициента подъемной силы и возрастать значение коэффициента лобового сопротивления.

Техническим результатом изобретения является увеличение аэродинамического качества и расширение диапазона полетных углов атаки при изменении угла атаки летательного аппарата с бипланным крылом.

Это достигается тем, что в способе улучшения аэродинамических характеристик бипланного крыла, заключающемся в ускорении потока в межкрыльевом пространстве путем образования сужающегося канала между крыльями, верхнее из которых вынесено вперед относительно нижнего и установлено с образованием между хордами сечений верхнего и нижнего крыльев отрицательного угла, обращенного в направлении полета, при изменении угла атаки летательного аппарата с бипланным крылом верхнее крыло синхронно с изменением положения ручки управления в канале тангажа перемещают вперед по полету относительно носка нижнего крыла с одновременным поворотом относительно него, сохраняя свой наивыгоднейший угол атаки.

На чертеже представлена схема перемещения верхнего крыла при увеличении угла атаки летательного аппарата.

Устройство для осуществления способа улучшения аэродинамических характеристик бипланного крыла содержит ручку 1 управления, которая через потенциометрический датчик 2 и механический переходной блок 3 связана с механизмом привода телескопической тяги 4, установленной на нижнем крыле 5 и соединенной с верхним крылом 6, которое установлено на нижнем крыле 5 с помощью тяг 7 и 8. При отклонении ручки 1 управления из положения а в положение б (на увеличение угла атаки) электрический сигнал с потенциометрического датчика 2 через механический переходной блок 3 поступает на механизм привода (типа МП-100) телескопической тяги 4. За счет увеличения длины тяги 4 верхнее крыло 6 начинает перемещаться вперед, при этом его установочный угол β увеличивается по абсолютной величине за счет наличия тяг 7 и 8. При этом угол атаки нижнего крыла 5 по отношению к набегающему потоку увеличивается в соответствии с задающим отклонением ручки 1 управления.

В результате использования изобретения возрастает максимальное значение коэффициента подъемной силы, величина критического угла атаки, что обусловлено ростом градиента скорости dV_x/d_x на верхней поверхности нижнего крыла, а это в свою очередь, приводит к затягиванию срывных явлений на больших углах атаки. Кроме того, рост коэффициента лобового сопротивления C_xa после наивыгоднейшего угла атаки в случае с подвижным крылом значительно менее интенсивный, чем в случае с неподвижным крылом. Это приводит к тому, что изменяются значения аэродинамического качества по углам атаки. Значения аэродинамического качества увеличиваются при углах атаки и до α _нв и после этого значения. Таким образом, существенно расширяется диапазон полетных углов атаки.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам, и преимущественно может быть использовано на летательных аппаратах для улучшения аэродинамических характеристик крыла бипланной схемы. Сущность изобретения заключается в выборе оптимального места и его отслеживании в соответствии с положением ручки управления по тангажу, а также угла установки верхнего крыла по отношению к нижнему крылу и к набегающему потоку при изменении угла атаки летательного аппарата. Верхнее крыло 6, перемещаясь относительно нижнего 5 при изменениях балансировочного положения ручки 1 управления, постоянно устанавливается под наивыгоднейшим углом атаки к вектору местной скорости набегающего потока. Кроме того, в каждом положении верхнее крыло 6 образует сужающийся канал с верхней поверхностью нижнего крыла. Поток в сужающемся канале разгоняется, увеличивается значение градиента скорости и затягивается на большие углы атаки срыв потока с нижнего крыла. Применение способа улучшения аэродинамических характеристик позволяет увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы C_{у а м а к с} и критического угла атаки α_кр, а также расширить диапазон полетных углов атаки за счет сохранения высокого аэродинамического качества. 1 ил.

Способ улучшения аэродинамических характеристик бипланного крыла, заключающийся в ускорении потока в межкрыльевом пространстве путем образования сужающегося канала между крыльями, верхнее из которых вынесено вперед относительно нижнего и установлено с образованием между хордами сечений верхнего и нижнего крыльев отрицательного угла, обращенного в направлении полета, отличающийся тем, что при изменении угла атаки летательного аппарата с бипланным крылом верхнее крыло синхронно с изменением положения ручки управления в канале тангажа перемещают вперед по полету относительно носка нижнего крыла с одновременным поворотом относительно него, сохраняя свой наивыгоднейший угол атаки.