ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА Российский патент 1997 года по МПК B60V1/08 

Изобретение относится к транспортным средствам на воздушной подушке, и касается проектирования летательных аппаратов с повышенным аэродинамическим качеством.

Известен летательный аппарат, содержащий корпус с крылом, имеющим продольные и поперечные силовые элементы, с силовой установкой и оперением, при этом крыло выполнено с системой каналов, расположенных между продольными силовыми элементами и проходящих от нижней поверхности крыла к верхней, причем каждый канал снабжен створкой, установленной с возможностью перемещения для управления площадью выходного сечения канала (патент США N 2559036, кл. В 60 У 1/08, опубл. 03.07.51 г.). Однако он обладает низким эксплуатационным качеством.

Известен способ увеличения аэродинамического качества летательного аппарата, заключающийся в том, что в процессе полета аппарата между его крылом и опорной поверхностью создают область повышенного давления, из которой часть воздуха отводят и выпускают на верхнюю поверхность крыла в направлении к его хвостовой кромке (то же). Однако такой способ малоэффективен.

Технический результат от внедрения изобретения заключается в эффективном повышении аэродинамического качества летательного аппарата.

Это достигается тем, что летательный аппарат содержит корпус с крылом, имеющим продольные и поперечные силовые элементы, c cиловой установкой и оперением, при этом крыло выполнено с системой каналов, расположенных между продольными силовыми элементами и проходящих от нижней поверхности крыла к верхней, причем каждый канал снабжен створкой, установленной с возможностью перемещения для управления площадью выходного сечения канала, каждый канал выполнен сужающимся в направлении от нижней поверхности крыла к верхней, при этом его выходное отверстие расположено за его входным отверстием по направлению полета летательного аппарата.

Кроме того, крыло выполнено с носовым предкрылком и хвостовым закрылком.

Технический результат по способу увеличения аэродинамического качества летательного аппарата заключается в том, что в процессе полета аппарата между его крылом и опорной поверхностью создают область повышенного давления, из которой часть воздуха отводят и выпускают на верхнюю поверхность крыла в направлении к его хвостовой кромке, отвод воздуха из области повышенного давления под крылом аппарата осуществляют при достижении скорости полета, превышающей скорость отрыва аппарата от опорной поверхности, а перед выпуском этой части воздуха его ускоряют до скоростей, превышающих скорость набегающего потока воздуха.

На фиг.1 показан продольный разрез летательного аппарата в виде экраноплана; на фиг. 2 узел А фиг.1; на фиг.3 схема формирования аэродинамических сил; на фиг.4 поляры крыла летательного аппарата в виде экраноплана.

Способ увеличения аэродинамического качества летательного аппарата заключается в том, что полет аппарата осуществляют в условиях экранного эффекта, характеризующего приростом давления под крылом и снижением давления над ним. При достижении скорости полета, превышающей скорость отрыва аппарата от подстилающей поверхности, часть воздуха из зоны повышенного давления отводят. Затем это количество воздуха ускоряют до скоростей, превышающих скорость потока набегающего потока воздуха, и выпускают на верхнюю поверхность крыла в направлении к его задней кромке. Количество воздуха, отводимого из зоны повышенного давления, выбирают из условия сохранения постоянства подъемной силы крыла при постоянной высоте полета.

Летательный аппарат для осуществления предлагаемого способа содержит корпус с крылом, вертикальной и горизонтальное оперение и силовую установку (не показаны).

На фиг.1, 2 изображена конструкция крыла летательного аппарата, содержащая поперечные 1 и продольные 2 силовые элементы. На крыле установлены средства механизации: на передней части предкрылок 3, а на хвостовой части - закрылок 4.

Внутри контура крыла между элементами 2 расположена система каналов 5, 6, 7, сужающихся в направлении к задней кроме крыла. Выходное отверстие каждого канала 5, 6, 7 расположено на его входным отверстием по направлению полета летательного аппарата. Каналы 5, 6, 7 снабжены створками 8, 9, 10 соответственно, каждая из которых снабжена приводом (не показан) для управления площадью выходного сечения каналов 5, 6, 7.

Предлагаемый летательный аппарат эксплуатируется следующим образом.

Перед началом работы все створки 8, 9, 10 устанавливают в положение "закрыто", при котором сечение каналов 5, 6, 7 полностью перекрывается.

При разгоне летательного аппарата под крылом увеличивается давление, а над крылом уменьшается, как показано на фиг.3, где 11 зона повышенного давления под крылом, 12 зона разрежения над крылом, 13 зона разрежения на лобовой части крыла.

Закрытое положение створок 8, 9, 10 соответствует зонам 11, 12, 13, ограниченным сплошной линией.

После достижения скорости летательного аппарата определенной величины открывают створки 8, 9, 10. При этом часть воздуха из зоны 11, проходя через каналы 5, 6, 7, ускоряется и, проходя через щели, образованные створками 8, 9, 10 и стенками каналов 5, 6, 7, выпускается на верхнюю поверхность крыла.

На фиг.3 изображены эпюры 14, 15 скоростей потока воздуха в пограничном слое на верхней поверхности крыла вблизи канала 5 (эпюра 14) и на некотором удалении от него (эпюра 15).

Из эпюр 14, 15 видно, что на поверхности крыла происходит сдув пограничного слоя, то есть происходит уменьшение сопротивления трения, а также создание реактивных сил F₅, F₆, F₇.

В связи с уменьшением перепада давлений на верхней и нижней поверхностях крыла границы зон 11, 12 изменяются и обозначены пунктирными линиями.

Уменьшение перепада давления приводит к уменьшению подъемной силы крыла во столько же раз, во сколько раз увеличился квадрат скорости летательного аппарата.

Сдув пограничного слоя, который осуществляется воздухом, выходящим из канала 5, приводит к эжекции воздуха, обтекающего лобовую часть крыла. В связи с этим изменяется зона 13, границы которой также показаны пунктирной линией, и увеличивается подсасывающая сила лобовой части крыла.

Сдув пограничного слоя, осуществляемый через каналы 5, 6, 7, приводит к ламиниризации потока под крылом, что приводит к уменьшению силы трения верхней поверхности крыла.

Воздух, выходящий из каналов 5, 6, 7, создает реактивную силу, которая в условиях увеличения подсасывающей силы и уменьшения силы сопротивления трения верхней поверхности крыла приводит к значительному уменьшению суммарного лобового сопротивления крыла, и, следовательно, и экраноплана в целом.

На фиг.4 представлены поляры крыла С_у f(C_х), где C_y коэффициент подъемной силы, С_х коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата в различных конфигурациях, полученные при продувках модели крыла в аэродинамической трубе.

Кривая 16 показывает поляру исходного крыла с убранной механизацией, при отсутствии влияния крыла и закрытыми каналами 5,6,7. Максимальное аэродинамическое качество крыла при данной конфигурации К₁₆ 9,66.

Кривая 17 показывает поляру того же крыла в условиях влияния экрана (высота над экраном равна 0,1 длины хорды крыла). Максимальное аэродинамическое качества крыла данной конфигурации К₁₇ 16,71.

Кривая 18 показывает поляру того же крыла с высотой над экраном 0,1 длины хорды крыла с выпущенным предкрылком 3 (работает передний канал). Максимальное аэродинамическое качество крыла данной конфигурации К₁₈ 18,42.

Кривая 19 показывает поляру того же крыла с высотой над экраном 0,61 длины хорды крыла с выпущенным предкрылком 3, когда работает два передних канала. Максимальное аэродинамическое качество крыла данной конфигурации К₁₉ 20,16.

Кривая 20 показывает поляру того же крыла с высотой над экраном 0,1 длины хорды крыла с выпущенным предкрылком 3, когда работают три канала 5, 6, 7. Максимальное аэродинамическое качество крыла данной конфигурации К₂₀ 21,54.

Анализ результатов продувок моделей крыла в аэродинамической трубе практически подтвердил работоспособность крыла летательного аппарата, реализующего предлагаемый способ. Одновременно данный анализ подтвердил возможность комплексного решения вопросов повышения аэродинамического качества при уменьшении силы сопротивления и снижении значений коэффициента подъемной силы, что позволяет создавать летательные аппараты с большим диапазоном скоростей при меньшей тяге и повышенной экономичности.

Использование: изобретение относится к транспортным средствам на воздушной подушке и касается проектирования летательных аппаратов с повышенным аэродинамическим качеством. Сущность: летательный аппарат содержит корпус с крылом, имеющим продольные и поперечные силовые элементы, с силовой установкой и оперением, при этом крыло выполнено с системой каналов, расположенных между продольными силовыми элементами и проходящих от нижней поверхности крыла к верхней, причем каждый канал снабжен створкой, установленной с возможностью перемещения для управления площадью выходного сечения канала, каждый канал выполнен сужающимся в направлении от нижней поверхности крыла к верхней, при этом его выходное отверстие расположено за его входным отверстием по направлению полета летательного аппарата. В этом летательном аппарате реализуется способ повышения его аэродинамического качества заключающийся в том, что в процессе полета аппарата между его крылом и опорной поверхностью создают область повышенного давления, из которой часть воздуха отводят и выпускают на верхнюю поверхность крыла в направлении к его хвостовой кромке, отвод воздуха из области повышенного давления под крылом аппарата осуществляют при достижении скорости полета, превышающей скорость отрыва аппарата от опорной поверхности, а перед выпуском этой части воздуха его ускоряют до скоростей, превышающих скорость набегающего потока воздуха. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Летательный аппарат, содержащий корпус с крылом, имеющим продольные и поперечные силовые элементы, с силовой установкой и оперением, при этом крыло выполнено с системой каналов, расположенных между продольными силовыми элементами и проходящих от нижней поверхности крыла к верхней, причем каждый канал снабжен створкой, установленной с возможностью перемещения для управления площадью выходного сечения канала, отличающийся тем, что каждый канал выполнен сужающимся в направлении от нижней поверхности крыла к верхней, при этом его выходное отверстие расположено за его входным отверстием по направлению полета летательного аппарата. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что его крыло выполнено с носовым предкрылком и хвостовым закрылком. 3. Способ увеличения аэродинамического качества летательного аппарата, заключающийся в том, что в процессе полета аппарата между его крылом и опорной поверхностью создают область повышенного давления, из которой часть воздуха отводят и выпускают на верхнюю поверхность крыла в направлении к его хвостовой кромке, отличающийся тем, что отвод воздуха из области повышенного давления под крылом аппарата осуществляют при достижении скорости полета, превышающей скорость отрыва аппарата от опорной поверхности, а перед выпуском этой части воздуха его ускоряют до скоростей, превышающих скорость набегающего потока воздуха.