ЗАКОНЦОВКА НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1996 года по МПК B64C3/10 

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для летательных аппаратов различных назначений. Известно, что за счет конечности размаха несущей поверхности от сбегающих концевых вихрей возникает значительное индуктивное сопротивление, которое обуславливает падение аэродинамического качества летательного аппарата. Наряду с выбором удлинения несущей поверхности приобретает также большое значение форма ее законцовок, которая может оказывать значительное влияние на формирование и интенсивность концевых вихрей и скосов потока за несущей поверхностью.

Для уменьшения интенсивности свободных концевых вихрей применяют на несущих поверхностях (крыла, горизонтального оперения) концевые шайбы. (Прикладная аэродинамика, А. К.Мартынов, изд. Машиностроение, 1972 г. стр. 212). Такие шайбы наряду с уменьшением интенсивности концевых свободных вихрей приводят также к значительной неблагоприятной интерференции и концевым срывам потока, в результате чего аэродинамическое качество повышается незначительно, а устойчивость и управляемость летательного аппарата ухудшаются. Известны законцовки несущей поверхности, имеющие увеличенные концевые хорды (патент США N 4.108.403. кл. 244 199, 1977 г.).

Такая форма законцовок малоприемлема из-за повышенных аэродинамических нагрузок на концах несущей поверхности.

Известны также законцовки крыла, взятые за прототип, которые характеризуются увеличением угла стреловидности по передней кромке (Техническая информация ОНТИ ЦАГИ N7 1988 г. "Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10"). Такая форма законцовок при сохранении равного удлинения крыла (λ = const) приводит к незначительному увеличению аэродинамического качества летательного аппарата при больших околозвуковых скоростях потока, но при этом имеет место уменьшение несущих свойств концевых сечений крыла и ухудшение устойчивости и управляемости.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества летательного аппарата за счет создания дополнительной подсасывающей силы от сбегающего концевого вихря. Это достигается тем, что торцевая кромка законцовки выполнена с уступом на расстоянии от передней кромки (0,1 - 0,3)b_k и шириной (0,1 0,4)b_k, где b_k концевая хорда, при этом профиль в месте уступа имеет большую относительную кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль до уступа.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами и схемами.

На фиг. 1 изображена схема предлагаемой законцовки несущей поверхности в плане; на фиг. 2 то же в сечении по уступу; на фиг. 3 распределение давления по профилю в концевом сечении несущей поверхности до уступа; на фиг. 4 схемы обтекания существующей и предлагаемой законцовок несущей поверхности; на фиг. 5 скосы потока за несущей поверхностью с существующей и предлагаемой законцовками, на фиг. 6 результаты испытаний модели самолета с существующей и предлагаемой законцовками крыла.

Законцовка 1 несущей поверхности 2, у которой торцевая кромка 3 выполнена с уступом 4 на расстоянии от передней кромки 5, равным (0,1^oC0,3)b_k, шириной (0,1^oC0,4)b_k, где b_k - концевая хорда несущей поверхности 2. Профиль 7 в месте уступа 4 законцовки 1 имеет большую относительную кривизну и угол закрученности Φ чем концевой профиль 6 до уступа (фиг. 1), т.е. и Φ₇>Φ₆, где ; , где b_y хорда уступа; Φ₆,Φ₇ углы закрученности профилей 6, 7 относительно хорды корневого профиля несущей поверхности 2.

Если при обтекании существующей формы законцовки концевой вихрь 8 направляет вниз скос потока за несущей поверхностью 2 и уменьшает истинные углы атаки, подсасывающую силу и аэродинамическое качество летательного аппарата, то при обтекании предлагаемой законцовки уступ 4 позволяет разбить вихревой жгут 8 на два вихря 9 и 10, ослабить их интенсивность, уменьшить вниз скосы потока и реализовать благоприятный скошенный вверх поток с внешней стороны концевого вихря 9 (фиг. 4, 5) для создания дополнительного разрежения подсасывающей силы на передней кромке 5 уступа 4 законцовки 1, что и обуславливает увеличение аэродинамического качества летательного аппарата. Кроме того концевой вихрь 9 после уступа проходит не у торца законцовки 3, а над верхней несущей поверхностью 2, который создает отсос потока 11 с концевых сечений несущей поверхности 2 и органов управления 12, что приводит к затягиванию возникновения срыва потока и улучшению устойчивости и управляемости летательного аппарата.

При обтекании профилей несущей поверхности возникает на ее нижней поверхности давление 14, а на верхней разрежение 13 (фиг. 3) и за счет этого вокруг торцевой кромки законцовки 3 происходит перетекание воздушного потока и образование концевого вихря 8. Наибольшая разница в давлениях 14 и 13 имеет место в носовой части профиля (0,1 0,3)b_k, что и определяет в основном интенсивность концевого вихря 8 и выбор положения уступа 4 предлагаемой законцовки. Ширина уступа (0,1 0,4)b_k предложенной законцовки обусловлена тем, что скос потока за концевым вихрем 8 изменяется по ширине уступа 4 по гиперболе 15 и 16 и наибольшие благоприятные скосы ε направленные вверх 15 (фиг. 5), сосредоточены в пределах (0,1 0,4)b_k, что и определяет размер ширины уступа. Кроме того при больших размерах ширины уступа возникают трудности с обеспечением прочности и предотвращение раннего срыва потока. Предлагаемые законцовки несущей поверхности увеличивают аэродинамическое качество на ≈4%
На фиг. 6 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества по коэффициенту подъемной силы K f(C_y), полученные из испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с существующей и предлагаемой носовой законцовкой крыла, у которого угол стреловидности составлял c 20^oC, удлинение l 8,66, сужение h 3,8, относительная толщина 14,5 12,5 11,3% Видно, что переход от существующей законцовки крыла-прототипа (см. Техническая информация ОНТИ ЦАГИ N 7 1966 г. Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10") к предлагаемой законцовке крыла позволяет увеличить аэродинамическое качество модели самолета на ΔK_max 0,5 (3,8%).

Увеличение аэродинамического качества при переходе к предлагаемой форме законцовок несущих поверхностей позволяет увеличить дальность полета или уменьшить расход топлива на ≈ 2 3%
При осуществлении предлагаемой законцовки на транспортном самолете Ил-76 при годовом налете 1500 час и стоимости керосина 58 тыс.р. за 1 тонну годовая экономия составит на самолет ≈40 миллионов рублей.

Конкретный экономический эффект зависит от типа самолета и объема его эксплуатации.

В настоящее время предложенная форма законцовок конструктивно прорабатывается в ОКБ им. А.Н.Туполева; им. Г.М.Бериева и др. для самолетов различных назначений. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для летательных аппаратов различных назначений. Сущность изобретения заключается в том, что для увеличения аэродинамического качества летательного аппарата путем создания дополнительной подсасывающей силы от сбегающего концевого вихря, торцевая кромка 3 законцовки 1 выполнена с уступом 4 на расстоянии от передней кромки крыла (0,1 - 0,3)b_k и шириной (0,1 - 0,4)b_k, где b_k - концевая хорда крыла, при этом профиль в месте уступа имеет большую относительную кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль до уступа. 6 ил.

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, отличающаяся тем, что ее торцевая кромка выполнена с уступом на расстоянии от передней кромки (0,1 0,3)b_к и шириной (0,1 0,4)b_к, где b_к концевая хорда несущей поверхности, при этом профиль законцовки в месте уступа имеет большую относительную кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль до уступа.