ЗАКОНЦОВКА НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1997 года по МПК B64C23/06 

Изобретение относится к авиации, а именно к устройствам для изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей самолетов для повышения их аэродинамического качества за счет компенсации концевого вихря.

Известно устройство законцовки несущей поверхности, выполненное в виде крылышек, установленных по окружности концевого бака, установленного на несущей поверхности и играющего роль ее законцовки (п. США N 4172574, кл. 244-199, 1979 г.). Крылышки установлены таким образом, чтобы вихревой поток, сходящий с конца несущей поверхности, создавая на них силу, направленную вперед, таким образом компенсировал бы вредное сопротивление самого вихря. Таким образом, устройство функционирует только при наличии вихря и компенсировать полностью вихрь не удается.

Известно устройство для компенсации концевого вихря, содержащее ротор с осью вращения параллельной оси ядра концевого вихря, приводимого во вращение двигателем (Заявка ФРГ N 2905555, кл. В 64 С 23/02б 1980 г.).

Это устройство имеет низкую эффективность компенсации концевого вихря, т.к. воздействует только на пограничный слой и, кроме того, требует для своей работы привод, что снижает его надежность и приводит к увеличению эксплуатационных расходов.

Ближайшим аналогом по технической сущности к изобретению является законцовка несущей поверхности летательного аппарата, содержащая концевую часть несущей поверхности с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, включающим гондолу со входным устройством, соплом и закручивающим аппаратом (США N 3997132, кл. 244-40, 1976 г). Генератор в указанном аналоге выполнен в виде двигателя с гондолой, установленного впереди крыла и снабженного воздухозаборником с вентилятором, вентиляторным контуром, имеющим на выходе лопаточный закручивающий аппарат, и сопло. При этом лопатки закручивающего аппарата выполнены с низким отношением высоты лопатки к внутреннему диаметру гондолы, равным примерно 0,25 -0,26. (Для сравнения: высота лопаток осевых вентиляторов находится в пределах h/D=0,375 -0,425, где h это высота лопатки, D диаметр вентилятора).

Газовый поток вентиляторного контура, проходя через лопатки, закручивается по направлению вращения в сторону противоположную коневому вихрю выхода из сопла противодействует возникающему концевому вихрю крыла.

Недостатком такого устройства является пониженная надежность и большие эксплуатационные расходы, что является следствием использования специальных двухконтурных турбореактивных двигателей.

Техническим результатом от использования изобретения является создание достаточно простой, надежной конструкции законцовки, избавляющей несущую поверхность от вредного влияния концевого вихря и улучшающей ее аэродинамические характеристики.

Сущность изобретения заключается в том, что в законцовке несущей поверхности, содержащей концевую часть несущей поверхности с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, включающим гондолу с входным устройством, соплом и закручивающим аппаратам, закручивающий аппарат выполнен с высоким соотношением высоты лопаток к внутреннему диаметру гондолы, установлен во входном устройстве, а сопло выполнено на выходе воздухозаборника.

Более того закручивающий аппарат может быть выполнен в виде ротора, снабженного устройством фиксации.

Выполнение законцовки несущей поверхности согласно изобретению позволяет за счет ослабления концевого вихря и создания вихревого потока противоположного направления улучшить аэродинамические характеристики: несущие свойства, определяемые коэффициентом подъемной силы, и аэродинамическое качество. А отсутствие газотурбинных двигателей и получение вихревого потока за счет набегающего потока значительно упрощает конструкцию законцовки, повышает надежность и безопасность, снижает массу конструкции, упрощает и удешевляет эксплуатацию летательного аппарата.

Выполнение закручивающего аппарата в виде ротора, снабженного устройством фиксации, позволяет использовать его в двух режимах: неподвижный и вращающийся, что позволяет улучшить аэродинамические характеристики несущей поверхности соответственно для взлетного и крейсерного режимов полета летательного аппарата.

Целью изобретения является повышение надежности при снижении эксплуатационных расходов.

На фиг. 1 показан общий вид устройства законцовки несущей поверхности летательного аппарата согласно изобретению с частичным разрезом; на фиг.2 - становка на несущей поверхности генератора вихревого потока; на фиг.3 - инематическая схема работы лопатки с расфиксированным (свободным) ротором; на фиг. 4 кинематическая схема работы лопатки с зафиксированным ротором; на фиг.5,6 эродинамические характеристики.

Генератор вихревого потока содержит (см. фиг.1) закручивающий аппарат в виде ротора 1 с криволинейными направляющими лопатками 2. Ротор с помощью подшипников 3 посажен на вал 4, укрепленный на штанге 5, установленной впереди законцовки 6 несущей поверхности 7 (см. фиг.2).

Ротор 1 размещен в гондоле 8, образующей входное устройство 9 и выхлопное сопло 10. Гондола 8 установлена на валу 4 с помощью стоек 11 и 12. Закручивающий аппарат содержит лопатки 2, выполненные профилированными криволинейными, установленными на роторе 1, и образуют передний входной угол β₁=0^°÷10^° и задний выходной угол β₂=20^°÷50^°(см. фиг.3). Передний торец вала 4 закрыт обтекателем 13. Ротор 1 снабжен устройством фиксации, выполненным, например, в виде тормозной муфты 14, установленной на валу 4 и управляемой дистанционно с помощью гидропривода (не показано).

При этом закручивающий аппарат выполнен с высоким соотношением высоты лопаток к внутреннему диаметру цилиндрической части гондолы, равным h/D=0,48 -0,4, где h высота части лопатки, находящаяся в потоке по одну сторону от оси, а D внутренний диаметр гондолы, взятые в плоскости перпендикулярной оси симметрии гондолы (см. фиг.1).

Устройство работает следующим образом.

Набегающий поток 15 (см. фиг.1), попадая на направляющие лопатки 2, либо раскручивает ротор 1 (при отключении или неполном отключении тормозной муфты 14), либо отклоняется на лопатке (при заторможенном роторе). В обоих случаях набегающий поток приобретает тангенциальную составляющую, так что из выходного сопла 10 выходит вихревой поток 16, закрученный в сторону противоположную направлению вращения концевого вихря, возникающего в случае отсутствия устройства компенсации на несущей поверхности.

В случае вращающегося ротора (см. фиг.3) скорость набегающего потока V₁ складывается с переносной скоростью U(определяемой установившейся скоростью вращения ротора). Поток с результирующей скоростью W₁ под углом атаки α набегает на лопатку и выходит с задней кромки лопатки под углом, несколько большим, чем b₂, на величину угла отставания (на диаграмме не показано) со скоростью W₂. А абсолютная скорость на выходе V₂ определяется сложением скорости W₂ и переносной скорости U. Полученная скорость V₂ имеет осевую составляющую равную скорости V₁ и тангенциальную составляющую V_2u, определяемую наклоном вектора V₂. При заторможенном роторе (см. фиг.4) поток обтекает лопатку и на выходе имеет скорость V₂, определяемую углом β₂ и углом отставания потока. Тангенциальная составляющая потока V_2u в данном случае имеет величину большую, чем при свободном роторе (см.фиг.3), по отношению к скорости набегающего потока. Таким образом, выбирая угол β₂, можно обеспечить требуемую интенсивность вихревого потока для компенсации зарождающегося концевого вихря на режиме взлета и посадки при зафиксированном роторе. Выбирая угол β₁ (а следовательно и скорость вращения ротора И) совместно с β₂ или управляя величиной тормозного момента, можно обеспечить требуемую интенсивность вихревого потока на выходе устройства, достаточную для компенсации концевого вихря, зарождающегося на крейсерском режиме полета.

Приведенный пример не исчерпывает всех возможных конструктивных воплощений изобретения, могущих отличаться типом направляющего лопаточного аппарата, местом установки гондолы, конструкцией применяемых фиксирующих устройств. При этом должны сохраняться функции, выполняемые этими устройствами.

Испытание в аэродинамических трубах модели законцовки крыла М=0,6±0,85 подтвердило ее эффективность. Так на фиг.5 представлены кривые C_y(α)17 для законцовки, выполненной согласно изобретению, и 19 для обычной законцовки.

Кроме того, подтверждено значительное ослабление концевого вихря, что дает возможность значительно улучшить воздушную обстановку в районе аэропортов.

Использование: в авиации и может быть применено в конструкции законцовок несущих поверхностей летательных аппаратов. Сущность изобретения: законцовка снабжена генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения коневому вихрю, выполненного в виде гондолы, снабженной закручивающим аппаратом, выполненным с высоким соотношением высоты лопаток к внутреннему диаметру гондолы и работающим от набегающего потока. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, содержащая концевую часть несущей поверхности с установленным на ней генератором вихревого потока противоположного по направлению вращения концевому вихрю, включающим гондолу с входным устройством, соплом и закручивающим аппаратом, отличающаяся тем, что закручивающий аппарат выполнен с высоким соотношением высоты лопаток к внутреннему диаметру гондолы и установлен во входном устройстве. 2. Законцовка по п. 1, отличающаяся тем, что закручивающий аппарат выполнен в виде ротора, снабженного устройством фиксации.