ПРОФИЛЬ КРЫЛА Российский патент 1997 года по МПК B64C3/00 B64C3/14 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к крылу, создающему подъемную силу летательному аппарату.

Недостаток известных профилей крыльев серийно выпускаемых ЛА [1] в том, что они проектируются без теоретического обоснования кривизны спинки и передней кромки в зависимости от скорости полета и делаются только по данным экспериментов, поэтому возможности профиля, с целью получения от него максимальной подъемной силы и минимального лобового сопротивления, не используются.

Профиль должен быть одинаковым по всей длине размаха крыла, поскольку скорость потока частиц воздуха, набегающего на крыло, одинакова. Это условие в современных ЛА не выполняется.

Крыло наивыгоднейшей формы, для максимальной подъемной силы должно быть прямым с параллельными передней и задней кромками.

Применяемая в практике стреловидность крыла лобового сопротивления не уменьшает и эффекта в подъемной силе не дает, она придает только устойчивость полету.

После взлета скорость ЛА должна увеличиваться, следовательно, будет увеличиваться и его подъемная сила. Поскольку лишняя подъемная сила в полете вредна, так как она вызывает большое лобовое сопротивление, и полетный вес ЛА с течением времени уменьшается по причине выработки горючего, остро встает вопрос об изменении формы профиля после взлета, т. е. при полете в профиле крыла должна меняться кривизна спинки и передней кромки и уменьшаться толщина профиля. Так как этими параметрами, в основном, определяется подъемная сила и уменьшение лобового сопротивления, то элероны, закрылки, предкрылки и щитки в рассмотрении измерения формы профиля не входят).

У известных профилей крыльев эти качества отсутствуют, поэтому они испытывают существенное лобовое сопротивление и малую подъемную силу.

Закономерность изменения формы профиля с увеличением скорости полета для той же или иной подъемной силы, согласно теоретических расчетов дает изобретение. А как практически изменить r, v и γ в полете покажет следующее изобретение, которое будет сделано в скором бедующем, так как этого требует жизнь. В данное время мы этого делать не можем, поэтому для запроектированной скорости полета должен выбираться по приведенной ниже методике соответствующий профиль, исходя от профиля с минимальной скоростью взлета, когда r₀ v₀.

За прототип принят самолет Л-410 УВП [2] также имеющий вышеуказанные недостатки.

Сущность изобретения заключается в том, что у профиля крыла, включающего верхнюю и нижнюю плоскости, пересекающиеся под острым углом g на задней кромке и сопрягаемые с поверхностями спинки и передней кромки, выгнутых по форме части цилиндрических поверхностей, в зависимости от скорости полета V, поверхность спинки выгнута по радиусу r, определяемому по формуле r = k²v²/ω (1), который, при заданной подъемной силе и минимальной скорости взлета V₀, равен радиусу закругления V₀ передней кромки, центр которого располагается на расстоянии a от дуги радиуса r и на расстоянии a от продолжения нижней плоскости, и на расстоянии C от точки пересечения дуги радиуса r с продолжением нижней плоскости, и определяется по формуле r a o•2a (2), дуга которого сопрягается кривой с дугой r и нижней плоскостью, а коэффициент k, в зависимости от скорости полета V_i, определяется по формуле
k 1 + 0,6565 • Z (3)
угол
γ = 9^° + 6^°•Z (4)
толщина профиля
C = r_з(1-cosγ_з) + [2r_o-r_з(1-cosγ_з)]•Z (5)
Z (V₃ V_i) / (V₃ V₀), (6)
где r радиус закругления спинки в метрах;
k коэффициент увеличения скорости над спинкой;
V_i расчетная скорость полета, м/с;
ω ускорение частиц воздуха, берется в пределах от 10000 до 78900 м/с²;
V₀ минимальная скорость полета;
r₀-v₀ радиус закругления спинки и передней кромки при минимальной скорости полета;
V₃ скорость полета, равная скорости звука;
g_з угол пересечения верхней и нижней плоскостей у задней кромки при скорости полета, равной скорости звука.

На фиг. 1 показан профиль для минимальной скорости полета; на фиг. 2 - профиль для скорости полета примерно в три раза больше минимальной; на фиг. 3 показана в увеличенном масштабе передняя часть профиля на фиг. 2 (показано сопряжение дуги радиуса v с дугой r и нижней плоскостью).

Профиль крыла, включающий верхнюю 1 и нижнюю 2 плоскости, пересекающиеся под острым углом γ на задней 3 кромке и соприкасаемыми с поверхностями спинки 4 и передней 5 кромки, выгнуты по форме части цилиндрических поверхностей.

Найдено, что поверхность спинки 4 должна быть выгнута по радиусу r, определяемому по формуле r = k²v²/ω который при минимальной скорости полета V₀ и заданной подъемной силы равен радиусу закругления V₀ передней 5 кромки, центр которого располагается на расстоянии a от дуги радиуса r и на расстоянии от продолжения нижней 2 плоскости, и на расстоянии c от точки пересечения дуги радиуса r с продолжением нижней 2 плоскости, и определяется по формуле v a o • 2a, дуга которого сопрягается кривой с дугой r и нижней 2 плоскостью, а коэффициент k, в зависимости от скорости полета V_i, определяется по формуле k 1 + 0,6565 • Z, угол γ = 9^° + 6^°•Z толщина профиля
C = r_з(1-cosγ_з) + [2r_o-r_з(1-cosγ_з)]•Z (5)
Крыло ЛА находится под всесторонним сжатием атмосферного давления. Если с верхней 1 его стороны произвести разрежение, то с нижней 2 стороны атмосферное давление будет давить с силой, равной степени разрежения на верхней I стороне. Это и будет подъемная силы крыла, если еще к этому добавить скоростной напор на нижнюю 2 плоскость.

Разрежение атмосферного давления в пограничном слое спинки 4 и верхней 1 плоскости можно достичь только действием центробежных сил или активным отсасыванием частиц воздуха эжекцией.

Поскольку поток воздуха, набегая на переднюю кромку 5, создает давление, а над верхней 1 плоскостью разрежение, то этот перепад давления порождает ускорение в k раз, перетекание частиц из зоны давления 5 в зону разрежения I, а огибая спинку 4 по радиусу закругления r, создает от центробежных сил разрежение.

Эксперименты показывают, что профиль, выполненный согласно расчета по приведенным формулам, имеет максимальную подъемную силу и минимальное лобовое сопротивление.

Пример расчета. Для проектной скорости ЛА V_i 167 м/с, при грузоподъемности G минимальная скорость взлета принята равной V₀ 50 м/с, при толщине профиля C 2r₀ 0,8 м, т.е. r₀ v₀ 0,4 м. Ускорение ω находим по (1) W 2,74 • 2500/0,4 17200 м/с². По (6) находим Z (330 167) / (330 50) 0,582. По (3) k 1 + 0,6565 • 0,582 1,382.

По (4) γ = 9 + 6•0,582 = 12,5^°
По (1) r₃ 330² / 17200 6,35 м.

По (5) c 6,35 (1 0,988) + 2 • 0,4 6,35 (1 0,988) • 0,582 0,497 м
По величинам v_i, k и ω по (1) находим
r_i 1,92 • 28800 / 17200 3,13 м.

Величину a находим графически, она будет примерно равна a 0,12 м.

По (2) v 0,12 0,2 • 0,12 0,096 м.

По полученным данным в соответствующем масштабе вычерчиваем профили, показанные на фиг. 1-3.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к крылу, создающему подъемную силу летательного аппарата. Сущность изобретения: поверхность спинки и передней кромки профиля крыла выгнуты по форме части цилиндрической поверхности, кривизна которых определяется по формулам в зависимости от проектной скорости полета. 3 ил.

Профиль крыла, включающий верхнюю и нижнюю плоскости, пересекающиеся под острым углом γ на задней кромке и сопрягаемые с поверхностями спинки и передней кромки, выгнутых по форме части цилиндрических поверхностей, отличающийся тем, что в зависимости от скорости полета v поверхность спинки выгнута по радиусу r, определяемому по формуле r = k²v²/ω , который при заданной подъемной силе и минимальной скорости взлета v₀ равен радиусу закругления r'₀ передней кромки, центр которого располагается на расстоянии a от дуги радиуса r, на расстоянии a от продолжения нижней плоскости и на расстоянии c от точки пересечения дуги радиуса r с продолжением нижней плоскости, и определяется по формуле r' a 0,2a, дуга которого сопрягается кривой с дугой r и нижней плоскостью, а коэффициент k, в зависимости от скорости полета v_i, определяется по формуле k 1 + 0,6565•z, угол γ = 9^° + 6^°•Z , толщина профиля
C = r_з(1-cosγ_з) + [2r_o-r_з(1-cosγ_з)]•Z,
где z (v_з v_i) / (v_з v₀);
r радиус закругления спинки в метрах;
k коэффициент увеличения скорости над спинкой;
v_i расчетная скорость полета, м/с;
ω - ускорение частиц воздуха берется в пределах от 10000 до 78900 м/с²;
v₀ минимальная скорость полета;
r₀ r'₀ радиусы закругления спинки и передней кромки при минимальной скорости полета;
v_з скорость полета, равная скорости звука;
γ_з- угол пересечения верхней и нижней плоскостей у задней кромки при скорости полета, равной скорости звука.