КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК B64C23/06 

Изобретение относится к авиации, а более конкретно к конструкции несущих поверхностей, и может быть использовано в конструкции самолетов для улучшения их характеристик, в частности на самолетах с укороченным взлетом, посадкой (СУВП) для улучшения их взлетно-посадочных свойств.

Известно крыло самолета ТУ-154, которое для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета, помимо основной силовой части, содержит предкрылки на передней кромке и закрылки в хвостовой своей части. Для обеспечения поперечной управляемости самолета крыло снабжено на внешних своих концах в хвостовой части элеронами. Кроме того, для улучшения управляемости крыло снабжено также интерцепторами [1]
Взлетно-посадочные характеристики самолета, оснащенного таким крылом, ограничиваются возможностями закрылков, которые занимают только часть крыла по размаху, оставляя внешний конец крыла для элеронов. Кроме того, концевой вихрь, сходящий с крыла, значительно снижает его возможности за счет снижения подъемной силы и увеличения аэродинамического сопротивления. В силу этих причин самолеты требуют для взлета и посадки аэродромные полосы значительных размеров.

Известные в технике попытки использовать элероны в качестве закрылков (так называемые зависающие элероны) не получили распространения в конструкции крыльев ввиду их сложности и пониженной надежности.

Предпринимались меры и для борьбы с концевым вихрем.

Известно устройство для компенсации концевого вихря несущей поверхности, выполненное в виде крылышек, установленных по окружности концевого бака [2]
Крылышки установлены таким образом, чтобы вихревой поток, сходящий с конца несущей поверхности, создавал силу, направленную вперед, и таким образом компенсировал бы вредное сопротивление самого крыла.

Такое устройство не устраняет концевой вихрь, кроме того, приводит к увеличению массы крыла, и, следовательно, не решает задачи повышения несущих свойств крыла.

Аналогичные недостатки присущи устройствам законцовок несущих поверхностей, выполненных в виде концевых килей. [3] и[4]
Попытки упорядочить поток, перетекающий из-под нижней поверхности крыла на верхнюю и создающий концевой вихрь, содержатся в [5] Однако, они также малоэффективны по тем же причинам.

В [6] представлено крыло, содержащее основную силовую часть и средства увеличения подъемной силы -закрылки. Крыло снабжено трубопроводом с патрубками, установленными на законцовке крыла, на концах закрылков. Через трубопровод к патрубкам от компрессора двигателя поступает сжатый воздух, который в виде струй подается в ядро концевых вихрей, в результате чего их интенсивность снижается. Однако, крыло не используется всей длиной для размещения закрылков, т. к. необходимо еще разместить элероны. Таким образом несущие свойства крыла используются не полностью.

Основной задачей изобретения является создание конструкции крыла самолета, создающего концевой вихрь меньшей интенсивности, и оказывающий менее вредное влияние на характеристики самого крыла.

При этом крыло самолета должно обладать повышенными несущими свойствами, особенно на режимах взлета-посадки, при обеспечении эффективной поперечной управляемости и уменьшении массы и упрощении конструкции.

Согласно изобретению, решение поставленной задачи достигается за счет того, что в крыле самолета, содержащем основную силовую часть, органы увеличения подъемной силы, законцовку и органы поперечного управления, законцовка выполнена в виде гондолы с высоким соотношением площади проходного сечения к площади миделя гондолы, снабженной воздухозаборной и сопловой частями и формирующей из набегающего потока направленную к задней кромке струю воздуха.

Такое выполнение законцовки позволяет ослабить концевой вихрь, его влияние на крыло. При этом, как показали испытания в аэродинамической трубе на М 0,6-0,85 характеристики крыла остаются на уровне крыла с обычной профилированной законцовкой.

Целесообразно гондолу располагать своей осью в плоскости хорд крыла, а задним обрезом в пределах концевой хорды.

Кроме того, гондолу можно выполнять поворотной вокруг поперечной горизонтальной оси, в частности, за счет того, что она выполнена с осью, закрепленной в подшипниковом узле торцевой нервюры силовой части крыла и снабженной на конце рычагом, связанным с механизмом поворота гондолы, связанным с механизмом поперечного управления самолета.

В этом случае повышается эффективность поперечного управления, в частности, на малых скоростях полета. При этом задняя часть крыла освобождается для размещения закрылков по всему размаху, что приводит к повышению несущих свойств крыла на режимах взлета и посадки. Этим же целям отвечает и возможность отклонения гондолы вместе с закрылками, уменьшая потери, за счет снижения воздействия концевого вихря на закрылке.

Более того, внутренняя поверхность гондолы может быть выполнена с уступом, обращенным в сторону сопла, и снабжена внутренним тангенциальным соплом, размещенным за уступом, связанным трубопроводом с источником сжатого воздуха, и направленным так, чтобы подаваемый через него воздух двигался в направлении, противоположном вращению концевого вихря.

Такое выполнение гондолы позволяет еще больше ослабить концевой вихрь, повысить несущие свойства крыла, а поворот такой гондолы позволяет значительно повысить эффективность поперечного управления на малых скоростях полета.

На фиг. 1 показан вид в плане концевой части крыла;на фиг. 2 разрез по A-A на фиг. 1; на фиг. 3 разрез по C-C на фиг. 4; на фиг. 4 вид по стрелке B на фиг. 1; на фиг. 5 то же,при выпущенных закрылках и отклоненной гондоле.

Крыло, выполненное в соответствии с изобретением, содержит (фиг. 1) основную силовую часть 1, двухщелевой закрылок 2, предкрылок 3, интерцентор 4. На торце крыла установлена гондола 5 с помощью переходника 6. При этом гондола расположена своей продольной осью в плоскости хорд, а своим задним обрезом в пределах концевой хорды крыла. Гондола 6 выполнена пустотелой с высоким соотношением проходного сечения к ее внешнему диаметру и содержит воздухозаборную часть 7 и сопловую часть 8, примыкающую к воздухозаборной и выполненную за одно с ней. Проходное сечение гондолы, определяемое площадью входа воздухозаборника, может быть выполнено равным 0,6-0,9 площади сечения миделя гондолы, определяемым максимальным внешним диаметром гондолы, выполняемой преимущественно кругового сечения.

Гондола ( фиг. 3 и 4) выполнена каркасной конструкции и содержит шпангоуты 9, внешнюю обшивку 10 и внутреннюю обшивку 11. Со стороны крыла гондола 7 снабжена переходником 6. Переходник 6 содержит нервюру 12 и кронштейны 13, связанные со шпангоутами 9. На нервюре 12 закреплена пустотелая ось 14, установленная в подшипниковом узле 15 концевой нервюры 16 крыла, и снабженная на конце кронштейном 17, связанным с приводом 18 механизма поворота гондолы. Ось 14 выполнена пустотелой и через нее проходит трубопровод 19, связанный с источником сжатого воздуха, например, компрессором маршевого двигателя самолета. На выходном конце трубопровода 19 установлено тангенциальное сопло 20. Тангенциальное сопло 20 установлено так, чтобы выходящий из него воздух 21 перемещался по внутренней поверхности гондолы, двигаясь в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря, обозначенного позицией 22.

При этом связь тангенциального сопла с трубопроводом выполнена подвижной, например, с помощью шарового шарнира (не показана), допускающего поворот, а само сопло жестко связано с конструкцией гондолы, благодаря чему гондола вместе с соплом может вращаться вокруг поперечной горизонтальной оси, не нарушая связи с трубопроводом 19. Кроме того, тангенциальное сопло 20 установлено непосредственно за кольцевым уступом 23, выполненным на внутренней поверхности гондолы и обращенным в сторону сопла 8 (фиг. 3).

Трубопровод 19 в своей магистрали снабжен управляемым клапаном (не показано), благодаря чему можно управлять подачей сжатого воздуха от компрессора маршевого двигателя в тангенциальное сопло 20.

Привод 18 механизма поворота гондолы 5 связан с электрогидравлическим дистанционным приводом системы поперечного управления ( не показано), выполненным так, что он может отклонять гондолу от ее основного положения, показанного на фиг. 1, 2, либо в случае выпуска закрылков синхронно на обеих полукрыльях самолета, либо дифференцированно при необходимости создания поперечного вращающего момента на крыле.

Устройство работает следующим образом. При перемещении крыла в среде воздуха при отключенной подаче сжатого воздуха в гондолу набегающий поток 24 попадает в гондолу, где формируется и через сопло 8 выбрасывается струя воздуха 25, направленная к задней кромке крыла (см. фиг. 4).

На режимах взлета и посадки закрылки отклоняются и вместе с нею отклоняется гондола, как показано на фиг. 5. Формируемая струя 25 создает препятствия для потока воздуха, перетекающего с нижней поверхности крыла на верхнюю, образующую концевой вихрь 22, что приводит к улучшению обтекания концевой части крыла. Кроме того, струя 25 попадает в зону концевого вихря, ослабляя его.

Отклонение гондолы вверх-вниз соплом, в частности, на малых скоростях полета, приводит к отклонению части набегающего потока, что создает усилия, направленные вниз-вверх соответственно, что создает управляющие поперечные моменты на крыле.

При подаче сжатого воздуха в сопла он, отталкиваясь от уступа 23, двигается в направлении сопла 8, перемещаясь в то же время по круговой внутренней поверхности гондолы. Это приводит к закручиванию воздуха, протекающего через гондолу. В результате струя 25 закручивается в сторону, противоположную вращению концевого вихря 22, и при выходе из сопла 8 взаимодействует с ним, уменьшая его вращение. Таким образом происходит дальнейшее ослабление вихря, более интенсивное, что в свою очередь приводит к ослаблению влияния концевого вихря на характеристики крыла, повышаются его несущие свойства.

Подача сжатого воздуха в гондолу приводит по тем же причинам и к увеличению управляющих моментов при отклонении гондолы. Кроме того, подача воздуха в гондолу при отклонении ее на очень малых скоростях (что характерно для начальной стадии взлета или режимов висения аппаратов вертикального взлета) приводит к значительному росту эффективности поперечного управления за счет эжектирования гондолой дополнительных масс воздуха.

Использование: в авиации, а именно в конструкциях несущих поверхностей. Сущность: законцовка крыла выполнена в виде гондолы с высоким соотношением площади проходного сечения к площади миделя, формирующей из набегающего потока струю, направленную к задней кромке. При этом гондола может быть выполнена поворотной и снабжена тангенциальным соплом для подачи сжатого воздуха, закручивающего формируемую струю в сторону, противоположную вращению вихря. Технический результат: повышение несущих характеристик крыла, эффективность поперечного управления самолетом, в частности на режимах взлета-посадки. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Крыло самолета, содержащее основную силовую часть, средства увеличения подъемной силы, органы поперечного управления, законцовку, отличающееся тем, что законцовка выполнена в виде гондолы с высоким соотношением площади проходного сечения к площади миделя, снабженной профилированными воздухозаборной и сопловой частями, формирующей из набегающего потока направленную к задней кромке струю воздуха. 2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что гондола расположена своей осью в плоскости хорд. 3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что гондола своим задним обрезом установлена в пределах концевой хорды. 4. Крыло по пп.1 и 2, отличающееся тем, что гондола выполнена поворотной вокруг поперечной горизонтальной оси. 5. Крыло по п.4, отличающееся тем, что гондола выполнена с осью, закрепленной в подшипниковом узле торцевой нервюры силовой части, и снабжена на конце рычагом, связанным с механизмом поворота гондолы. 6. Крыло по п.5, отличающееся тем, что механизм поворота гондолы связан с механизмом поперечного управления самолета. 7. Крыло по пп.1 и 4, отличающееся тем, что внутренняя поверхность гондолы выполнена с уступом, обращенным в сторону сопла, и снабжена тангенциальным соплом, размещенным за уступом, связанным трубопроводом с источником сжатого воздуха и направленным так, чтобы подаваемый через него воздух двигался в направлении, противоположном вращению концевого вихря.