КРЫЛО СО СВЕРХЗВУКОВЫМ СВОБОДНЫМ ЛАМИНАРНЫМ ПОТОКОМ (ВАРИАНТЫ) И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЛАМИНАРНЫМ ПОТОКОМ НА ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА Российский патент 1999 года по МПК B64C3/10 B64C3/36 B64C21/00 

Изобретение относится к треугольным крыльям с обратным сужением и их модификациям, и в частности к треугольным крыльям с обратным сужением для сверхзвуковых летательных аппаратов.

Предшествующий уровень техники
Ламинарный поток
Получение ламинарных пограничных слоев является важным шагом в направлении уменьшения аэродинамического сопротивления и улучшения за счет этого крейсерских характеристик гражданских и военных самолетов.

Аэродинамика обратного потока и треугольное крыло с обратным сужением
Обычно считают, что треугольное крыло движется в текучей среде в том направлении, куда указывает его вершина. Однако треугольное крыло, летящее в обратном направлении, т. е. треугольное крыло с обратным сужением обладает некоторыми положительными аэродинамическими свойствами, которые могут быть использованы для эффективного сверхзвукового полета. Теория обратимого потока для тонких крыльев утверждает, что волновое сопротивление (связанное с толщиной) крыла остается неизменным при изменении направления движения. (Равенство волнового сопротивления для двух крыльев доказано). Другое положение теории обратимого потока заключается в том, что наклон кривой подъемной силы остается неизменным при обращении потока. Кроме того, при условии, что передняя и задняя кромки являются сверхзвуковыми, индуктивное сопротивление на сверхзвуковых скоростях остается одинаковым. Первые исследования аэродинамики треугольных крыльев с обратным сужением были проведены НАСА в 1947 г.

Спектры обтекания треугольных крыльев в некоторых важных отношениях различаются для сверхзвуковых воздушных потоков, имеющих противоположную направленность. При достаточно большом числе Маха набегающего потока конус возмущении от законцовок треугольного крыла с обратным сужением сносится вдоль или вниз по задним кромкам. Таким образом, поскольку крыло находится вне зоны воздействия каждой законцовки, поток над крылом номинально является двумерным. Профили поверхностных давлений по расчетам Эйлера для обычного треугольного крыла и крыла с обратным сужением показывают, что изменения давления происходят гораздо более правильным и линейным образом в случае треугольного крыла с обратным сужением. Более важным является возникновение значительных градиентов давления возле передних кромок треугольного крыла, где они создают неблагоприятные условия для стабильности пограничного слоя. На треугольном крыле с обратным сужением значительные градиенты давления ограничиваются участками задней кромки, где они не мешают возникновению пограничного слоя. Градиенты давления по размаху крыла, вызывающие возникновение поперечного потока в пограничном слое, аналогичным образом концентрируются у передней кромки треугольного крыла и у задней кромки треугольного крыла с обратным сужением. Таким образом, на треугольном крыле с обратным сужением отсутствует нестабильность поперечного потока и линии торможения, основные виды перехода на стреловидных крыльях. Оба типа крыльев имеют благоприятные градиенты давления по хорде над большей частью своей поверхности.

Сверхзвуковой ламинарный поток
Отсутствие градиентов давления возле передней кромки и наличие благоприятных градиентов ниже по направлению потока создает на треугольном крыле с обратным сужением идеальные условия для получения естественного ламинарного потока (ЕЛП). Вопрос заключается в степени достижимости естественного ламинарного потока. Даже при идеальных условиях ламинарный пограничный слой преобразится в турбулентный поток после достижения определенного значения числа Рейнольдса. Существуют показания, указывающие на то, что число Рейнольдса при сверхзвуковых скоростях значительно выше, чем при дозвуковых скоростях. Значение числа Рейнольдса для высокоскоростных гражданских летательных аппаратов равно Re/фут - 1 миллион. Можно ожидать ЕЛП при значениях числа Рейнольдса порядка 10- 30 миллионов; иными словами, можно достичь ламинарного режима на 10-30% хорды корневой части крыла при длине хорды корневой части около 100 футов (30,5 м). При благоприятном градиенте давления можно ожидать реализации даже более широкого распространения ламинарного режима.

В связи с уменьшением ширины треугольного крыла с обратным сужением участок, соответствующий 10% хорды, занимает 20% площади крыла, а участок, соответствующий 30% хорды - 50% площади крыла. Уменьшение ширины обеспечивает и другое геометрическое преимущество: языки турбулентного пограничного слоя, которые могут возникать на вершинах законцовок крыла, не могут оказывать влияния на поверхность крыла, поскольку крыло сужается под углом, превышающим половину угла бокового распространения турбулентности.

Управление ламинарным потоком
Появления естественного ламинарного потока на задних участках крыла не ожидается. Однако ламинарный поток может поддерживаться там с помощью техники управления ламинарным потоком (УЛП). Для обычных треугольных крыльев предлагается применение двух способов; УЛП отсосом и УЛП охлаждением. В первом случае ламинарный пограничный слой стабилизируют путем отсасывания небольшой части пограничного слоя через крошечные отверстия или небольшие щели в обшивке крыла внутрь крыла. Там его собирают в небольшие трубки, откуда он передается в трубки больших размеров с последующим выбросом назад в атмосферу. Компрессор системы отсоса служит источником энергии для перемещения всасываемого воздуха. Способ УЛП отсосом эффективен для устранения распространяющихся в направлении хорды волновых возмущений Тольмена-Шлихтинга и нестабильности поперечного потока по размаху крыла.

Для осуществления УЛП отсосом требуется пористая обшивка крыла, наличие трубок в крыле и в фюзеляже и компрессоры системы отсоса. Воздуховоды в крыле заменяют топливо, которое теперь приходится размещать в фюзеляже, наличие трубок в фюзеляже ведет к увеличению площади поперечного сечения самолета, а компрессоры системы отсоса являются крупными и тяжелыми, поскольку должны работать с разреженным воздухом на высоте крейсерского полета. И, наконец, для привода компрессоров требуется энергия. В связи с перечисленным увеличение веса, сопротивления и расхода энергии значительно уменьшают чистые выгоды от применения УЛП отсосом.

В случае УЛП охлаждением производится охлаждение обшивки крыла жидкостью изнутри крыла. УЛП охлаждением обеспечивает вполне эффективное подавление развития возмущения Толмиена-Шлихтинга, но лишь в минимальной степени эффективно при подавлении нестабильности поперечного потока, типичной для обычного треугольного крыла. Эффективное улучшение аэродминамики обычного треугольного крыла и его производных со значительными градиентами давления по размаху крыла может быть обеспечено только УЛП отсосом. В соответствии с этим от применения УЛП охлаждением к обычному треугольному крылу в настоящее время практически отказались.

Сопротивление, связанное с показателями подъема
Как упоминалось выше, при нулевом подъеме волновое сопротивление обычного треугольного крыла и крыла с обратным сужением является одинаковым. Кроме того, в случае если оба крыла имеют сверхзвуковые передние кромки (т. е. в случае если угол стреловидности передней кромки меньше угла возмущений), сопротивление, связанное с коэффициентом подъемной силы K - C_DL/C_L ², одинаково. Однако треугольные крылья могут иметь дозвуковые передние кромки (когда угол стреловидности передней кромки превышает угол возмущении), и в этом случае может быть достижима тяга передней кромки, уменьшающая сопротивление за счет подъема крыла. Эта возможность недостижима на треугольном крыле с обратным сужением.

В действительности треугольное крыло с дозвуковой передней кромкой имеет форму в плане, не пригодную для конфигурации высокоскоростного гражданского транспорта. Такое крыло может иметь очень небольшое относительное удлинение, что ведет к значительному ухудшению его крейсерских характеристик при дозвуковой скорости (что особенно важно при полете над сушей). В связи с этим рассматривается форма крыльев для высокоскоростного гражданского транспорта в плане, обладающая более высоким относительным удлинением, причем только часть передней кромки крыла является дозвуковой. Это ведет к уменьшению преимуществ тяги их передней кромки.

Закрылки задней кромки
Отклоняемые закрылки задней кромки используются в первую очередь для увеличения подъемной силы крыла при умеренных углах атаки, чтобы добиться удовлетворительных показателей взлета и посадки. Закрылки, расположенные вдоль нестреловидной задней кромки обычного треугольного крыла, действуют эффективно, поскольку линии их шарнирного крепления направлены по существу перпендикулярно направлению потока. Они создают также сильный опрокидывающий момент, поскольку приращение подъемной силы, создаваемое закрылками, действует в точке, находящейся далеко позади центра тяжести самолета. Это значительно ограничивает допустимое отклонение и соответствующее приращение подъемной силы.

Закрылки задней кромки с обладающими значительной стреловидностью линиями шарнирного крепления, такие как в случае треугольного крыла с обратным сужением, могут быть довольно неэффективными, поскольку теоретически эффективность закрылков уменьшается пропорционально квадрату косинуса угла стреловидности. Однако поскольку такие закрылки создают меньший опрокидывающий момент, можно применять более значительные отклонения с целью компенсировать меньшее приращение подъемной силы при данном отклонении.

В связи с этим существует необходимость в увеличении естественного ламинарного потока, воздействующего на треугольное крыло с обратным сужением. Существует также необходимость усиления воздействия ламинарного потока на треугольное крыло с обратным сужением с использованием контроля ламинарного потока. Существует также дополнительная необходимость в размещении закрылков задней кромки на треугольном крыле с обратным сужением без ухудшения эффективности закрылков, связанного со значительной стреловидностью линии шарнирного соединения, присущей треугольному крылу с обратным сужением.

Краткая сущность изобретения
Изобретение реализовано в форме треугольного аэродинамического крыла с обратным сужением, содержащего основную часть в форме треугольного крыла с обратным сужением, ограниченную передней кромкой и двумя задними кромками, идущими от соответствующих концов передней кромки в направлении задней вершины, а также два удлинения по направлению размаха крыла, размещенные у передней кромки и простирающиеся в направлении размаха от соответствующих противоположных сторон крыла. Крыло отличается наличием границы перехода от ламинарного к турбулентному потоку, проходящей в целом по направлению размаха крыла и расположенной на отрезке хорды корневой части крыла. Эта граница описывает участок ламинарного потока между границей перехода и передней кромкой. Основная часть удлинений размаха крыла располагается в пределах участка ламинарного потока, так что удлинения способствуют увеличению естественного ламинарного потока, воздействующего на крыло, в степени, превышающей считавшуюся возможной. В одном из вариантов реализации задние кромки сходятся в точке, которая находится ближе к передней кромке, чем точка вершины, сводя таким образом к минимуму площадь поверхности крыла, находящуюся вне участка ламинарного потоки. Часть крыла, прилегающая к задним кромкам, включает множество закрылков задней кромки с соответствующими шарнирными линиями, на которых к оставшейся части крыла крепятся с возможностью вращения соответствующие закрылки, а шарнирные линии простираются в общем в направлении размаха крыла. Каждая из задних кромок включает множество ступеней, а каждая из ступеней включает участок задней кромки, простирающийся на направлении размаха, и кромку, проходящую в направлении хорды. Крыло включает соответствующие закрылки на соответствующих ступенях.

Для того чтобы решить проблему уменьшения эффективности закрылков при увеличении угла стреловидности шарнирной линии, одним из признаков настоящего изобретения является последовательность форм закрылков задней кромки в плане, при которой стреловидность шарнирной линии уменьшается в сравнении с углом стреловидности задней кромки.

Автор изобретения выяснил, что треугольное крыло с обратным сужением и его производные, учитывая недостаточные градиенты давления по размаху крыла, хорошо подходят, в отличие от обычного треугольного крыла, для применения УЛП охлаждением. Одной предпочтительной особенностью настоящего изобретения является применение в треугольном крыле с обратным сужением топлива в качестве охладителя УЛП. При использовании в качестве теплопоглотителя топлива, имеющегося в большей части внутренней полости крыла, перед реализацией изобретения не встает серьезных технических препятствий. Кроме того, топливо можно предварительно охладить на земле перед полетом с тем, чтобы увеличить его эффективность как охладителя УЛП.

Поверхность самолета, летящего со сверхзвуковой скоростью, подвергается аэродинамическому нагреву. В зависимости от конкретного значения числа Маха для данного полета достигается такая температура обшивки, при которой стандартные, авиационные конструкционные материалы, такие как сплавы алюминия, теряют прочность. Поэтому рассматривается возможность применения жаропрочных материалов, таких как титан, которые из-за низкой удельной прочности способствуют значительному увеличению веса. Кроме того, эти материалы являются более дорогостоящими и с трудом поддаются обработке на стадии производства. Можно добиться значительных экономических выгод в том случае, когда можно было бы за счет охлаждения обшивки продолжать использование стандартных конструкционных материалов. Заметим, что охлаждение обшивки (у сверхзвукового самолета) в целях замещения материала приемлемо только в сочетании с ламинарным потоком. В случае турбулентного потока интенсивность теплообмена между воздухом и обшивкой оказывается на порядок выше, что делает теплопоглотительную способность топлива недостаточной.

Дополнительное преимущество применения УЛП охлаждением на треугольном крыле с обратным сужением заключается в том, что охлажденная поверхность крыла с меньшей вероятностью образует поверхностные волны, вызванные тепловым расширением. Отсутствие волн является предварительным условием сохранения пограничного ламинарного слоя, полученного активным или пассивным способом.

При охлаждении поверхности крыла с целью обеспечения ламинарности потока достигаются синергические преимущества. Не только достигается снижение на порядок фрикционного сопротивления по сравнению с турбулентным потоком, но на порядок уменьшается также передача тепла от воздуха оболочке (по сравнению с передачей тепла турбулентными пограничными слоями). Это означает, что от топлива требуется относительно небольшая теплопоглотительная способность, что является значительным преимуществом. Таким образом, возникает трехсторонний синергизм: охлаждение обеспечивает получение ламинарного потока - ламинарный поток облегчает охлаждение - ламинарный поток снижает сопротивление.

Краткое описание чертежей
На фиг. 1 приведено изображение в плане аэродинамического треугольного крыла с обратным сужением, включая удлинения по размаху крыла в области ламинарного потока крыла, в соответствии с первым вариантой реализации изобретения,
на фиг. 2 схематически показаны различные конфигурации треугольного крыла с обратным сужением, реализующие концепцию с фиг. 1,
на фиг. 3 приведено изображение в плане аэродинамического треугольного крыла с обратным сужением, у которого удалена значительная часть поверхности крыла, находящейся в области неламинарного потока крыла, в соответствии со вторым вариантом реализации настоящего изобретения,
на фиг. 4 показан третий вариант, сочетающий отличительные признаки вариантов реализации с фиг. 1 и 3,
на фиг. 5A, 5B, 5C и 5D иллюстрируются некоторые изменения варианта с фиг. 4,
на фиг. 6 показано упрощенное перспективное изображение летательного аппарата с крылом, соответствующим варианту реализации с фиг. 4,
на фиг. 7 иллюстрируется контроль ламинарного потока посредством системы охлаждения, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг. 8 иллюстрируется применение ламинарного потока, полученного охлаждением, для получения протяженного ламинарного потока над треугольным крылом с обратным сужением, в соответствии с настоящим изобретением,
на фиг. 9 и 10 иллюстрируется контроль ламинарного потока посредством системы отсоса и контроль ламинарного потока посредством системы охлаждения в обычном треугольном крыле.

Подробное описание предпочтительных вариантов реализации изобретения
Описание треугольного крыла с обратным сужением
Как показано на фиг. 1, треугольное крыло с обратным сужением имеет простую треугольную форму, включая задние кромки 10, сходящиеся в задней точке P и продолженные вперед пунктирными линиями 20 до передней кромки 30. При сверхзвуковых скоростях пограничный слой по поверхности крыла представлен ламинарным потоком, начинающимся от передней кромки 30 и продолжающимся по определенной части хорды корневой части крыла и оканчивающимся на воображаемой линии граничного перехода 40, показанной пунктиром (которая необязательно является прямой линией). За границей перехода 40 воздушный поток, идущий по поверхности крыла, становится турбулентным. Область 50 ламинарного потока создает наименьшее сопротивление по сравнению с любым другим участком крыла. Область 60 турбулентного потока создает наибольшее сопротивление по сравнению с любым другим участком крыла и поэтому создает значительные ограничения для соотношения подъемной силы и сопротивления.

Треугольное крыло с обратным сужением и с удлинениями размаха крыла
В соответствии с предпочтительным вариантом реализации настоящего изобретения достигается увеличение подъемной силы крыла без пропорционального увеличения сопротивления, что обеспечивается увеличением площади поверхности в первую очередь в областях ламинарного потока. А именно, размах крыла увеличивается в первую очередь в области ламинарного потока, расположенной выше воображаемой границы 40 перехода. Как показано на фиг. 1, удлинения 70 к треугольному крылу с обратным сужением увеличивают размах крыла соответственно влево и вправо в области ламинарного потока, расположенной выше воображаемой границы 40 перехода. Таким образом, размах крыла увеличивается только для того, чтобы увеличить площадь крыла в областях ламинарного патока, так что пропорционально большая часть крыла находится под воздействием ламинарного потока и меньшая часть находится под воздействием ламинарного потока.

Удлинение основной части треугольного крыла с обратным сужением осуществляется путем добавления небольших панелей 70, передние кромки которых являются продолжением передней кромки 30 основной части крыла, а боковые кромки 80 которых, предпочтительно, но необязательно, параллельны задним кромкам 10 основной части треугольного крыла с обратным сужением и задние кромки 85 которых обладают стреловидностью от небольшой до умеренной. На фиг. 2 показана целая группа таких вариантов формы в плане треугольного крыла с обратным сужением, снабженных удлинениями с различным размахом и площадью.

Соотношение S_tot/S_ref обозначает отношение общей площади крыла в плане к площади основной части треугольного крыла с обратным сужением. Отношение b_tot/b_ref обозначает отношение общего расширенного размаха крыла к размаху основной части треугольного крыла с обратным сужением.

Очевидно, что можно получить любое количество дополнительных крыльев путем интерполирования между формами в плане, показанными на фиг. 2, и экстраполирования форм в плане, отличающихся даже более высокими значениями b_tot/b_ref и S_tot/S_ref. Крылья в плане показаны с прямыми (не имеющими стреловидности) передними кромками. Варианты формы в плане предусматривают возможность небольших положительных или отрицательных углов стреловидности передней кромки (например, фиг. 6) в той степени, в которой эти небольшие отклонения не отступают от преимуществ ламинарного потока, описанных выше.

Цель удлинений 70 размаха крыла заключается в увеличении суммарного размаха крыла при одновременном сведении к минимуму увеличения общей площади крыла. Такое увеличение относительного удлинения крыла ведет к уменьшению индуктивного сопротивления на дозвуковых скоростях, что ведет к улучшению поведения самолета при взлете и посадке, увеличению скорости набора высоты и улучшению характеристик полета на дозвуковой крейсерской скорости. Последнее особенно важно при полетах над сушей, где полеты на сверхзвуковых скоростях запрещены из-за проблем, связанных с переходом звукового порога.

Важной особенностью является то, что эта площадь, добавленная удлинениями 70 размаха крыла, располагается впереди областей, в которых может ожидаться естественный ламинарный поток, увеличивая таким образом долю суммарной поверхности крыла, накрытой ламинарным потоком. В связи с этим у крыла с заданной общей площадью (обладающего заданной подъемной силой) фрикционное сопротивление снижается дополнительно по сравнению с уже и так низким фрикционным сопротивлением основной части треугольного крыла с обратным сужением и со свободным ламинарным потоком.

Треугольное крыло с обратным сужением и с укороченной хордой задней части
В соответствии с альтернативным вариантом реализации настоящего изобретения сопротивление уменьшается без пропорционального уменьшения подъемной силы за счет удаления большей или значительной части площади крыла в области турбулентного потока позади воображаемой границы 40 перехода. Как показано на фиг. 3, крыло простирается от передней кромки 30 к укороченным задним кромкам 12, сходящимся в точке p, находящейся непосредственно за границей 40 перехода. Это позволяет убрать площадь 90 обычного треугольного крыла с обратным сужением, состоящей большей частью, если не целиком, из области турбулентного потока позади границы 40 перехода.

Комбинированный вариант реализации
Удлинения по размаху крыла в варианте реализации с фиг. 1 и удаление по хорде в варианте, показанном на фиг. 3, значительной части площади крыла, находящейся позади границы 40 перехода, сочетаются в едином крыле, показанном на фиг. 4. Кроме того, на фиг. 4 показано, что укороченные задние кромки 12 могут быть разделены на множество ступеней, состоящих из отрезков 100 задней кромки и боковых кромок 105. В примере, показанном на фиг. 4, с каждой стороны крыла имеется по три ступени, а всего шесть ступеней. Участки 70A, 70B над каждым отрезком задней кромки 100 могут рассматриваться как одно дополнение по размаху крыла, так что в комбинированном варианте с фиг. 4 имеется множество удлинений по размаху крыла, по меньшей мере часть которых находится исключительно в областях ламинарного потока.

Закрылки задней кромки
На фиг. 3 показано, каким образом можно уменьшить угол стреловидности шарнирной линии закрылка задней кромки в соответствии с одним вариантом реализации настоящего изобретения. В этом варианте заднюю часть крыла можно рассматривать как разделенную на множество закрылков 120 вдоль укороченной задней кромки 12, отделенной от остальной части поверхности крыла идущими вдоль крыла шарнирными линиями 125 и поперечными проемами 130. Каждый закрылок 120 поворачивается относительно шарнирной линии 125. Каждая шарнирная линия 125 простирается по меньшей мере почти параллельно размаху крыла, обеспечивая нужную эффективность, рассмотренную выше.

Закрылки передней кромки
Закрылки передней кромки треугольного крыла с обратным сужением обладают более высокой эффективностью по сравнению с вихревыми закрылками на обычном треугольном крыле. Работая совместно с закрылками задней кромки, закрылки передней кромки увеличивают максимальную подъемную силу крыла и повышают статическую и динамическую устойчивость. Закрылки передней кромки обеспечивают также улучшение показателей на дозвуковых скоростях путем перехода тяги передней кромки на аэродинамическую поверхность с острой кромкой. Получившееся в результате улучшение отношения подъемной силы и тяги способствует улучшению показателей полета на дозвуковой крейсерской скорости и увеличивает также скорость набора высоты или уменьшает требования к тяге двигателя при спуске.

Некоторые примеры изменений
Допустимыми являются многие изменения в пределах варианта реализации, показанного на фиг. 4, и четыре таких изменения проиллюстрированы на фиг. 5A-D. На фиг. 5C и 5D показано расположение реактивных двигателей 140.

Типовой самолет
На фиг. 6 помещено перспективное изображение самолета в соответствии с вариантом реализации с фиг. 1, иллюстрирующее размещение двигателей 140, закрылков задней кромки 120 и закрылков передней кромки.

Управление ламинарного потока охлаждением
Управление ламинарным потоком охлаждением применяется в настоящем изобретении для расширения площади действия ламинарного потока в направлении по хорде за пределы естественного ламинарного потока так, чтобы практически вся поверхность крыла находилась под воздействием ламинарного потока. В дополнение к такому связанному с ламинарным потоком преимуществу, как уменьшение сопротивления, охлаждение поверхностей позволит использовать в качестве конструкционных материалов для изготовления крыла стандартные (с низким температурным пределом) сплавы алюминия.

Настоящее изобретение содержит систему контроля ламинарного потока путем использования в качестве охладителя топлива, находящегося в крыльях. В то время как сила тяжести обеспечивает контакт топлива с нижними внутренними поверхностями крыльев, система распыления распределяет топливо по верхним внутренним поверхностям крыла по мере понижения уровня топлива в процессе полета. Как показано на фиг. 7, топливный насос в баке 150 выдает холодное топливо 152 из топливного бака 155 в теплообменную систему 160 охлаждения крыла. Эта система может иметь или форму внутренней распылительной системы, подобной показанной на фиг. 8, или размещенной на внутренней поверхности системы охлаждающих трубок (не показаны). После охлаждения обшивки крыла теплое топливо прокачивается отливным насосом 165 через теплообменники 170 в планере (включая, например, систему защиты окружающей среды, систему контроля гидравлики и другие теплообменники). После охлаждения теплообменников 170 нагретое топливо подается в двигатель 175, где оно сгорает, развивая тяговое усилие.

На фиг. 8 показано применение охлаждения стенок для расширения площади действия ламинарного потока по треугольному крылу 177 с обратным сужением. На передней части 177a крыла 177 будет наблюдаться естественный ламинарный поток, связанный с большими значениями критического числа Рейнольдса, связанными со сверхзвуковой, низкой турбулентностью естественного потока в условиях полета. Благодаря наличию естественного ламинарного потока в передней части крыла 177a только оставшаяся часть 177b, следующая за частью 177a с естественным ламинарным потоком, нуждается в охлаждении стенок с целью поддержания ламинарного пограничного слоя. Однако может возникнуть желание осуществлять охлаждение ближе к передней кромке крыла с целью максимизировать площадь крыла, на которой возможно применение низкотемпературных материалов. Как показано на фиг. 8, охлаждение стенок верхней внутренней поверхности крыла обеспечивается равномерно распределенной распылительной системой 180, включающей ряд топливных распылительных форсунок, обращенных к верхним внутренним поверхностям крыла 190. После охлаждения верхних внутренних поверхностей крыла 190 теплое топливо собирается в резервуарах 191 и перекачивается из них насосами 165 к планеру и двигателям с целью охлаждения теплообменников 170 различных подсистем и развития тягового усилия. Охлаждение нижней поверхности крыла 195 может осуществляться гораздо проще, основываясь на непосредственном контакте холодного топлива с нижней внутренней поверхностью крыла.

На фиг. 9 и 10 иллюстрируется применение как УЛП отсосом, так и УЛП охлаждением на внутреннем участке обычного треугольного крыла 200 с целью создания на крыле обширного ламинарного потока. Крыло 200 нуждается в УЛП отсосом для поддержания ламинарного потока на передней части крыла 200а возле передней кромки, что связано с сильным поперечным потоком в этой области. Такое УЛП отсосом нуждается в обычной системе щелей и отверстий 205 в обшивке крыла и в компрессоре для отвода воздуха изнутри крыла через периодически размешенные щели 205. Позади передней части 200a во многих случаях для поддержания ламинарного потока на остальной части 200b треугольного крыла, где поперечный поток минимален, должно быть достаточно только системы УЛП охлаждением стенок типа, показанного на фиг. 8. Это позволит уменьшить неудобства, связанные с размерами и весом системы отсоса. Порядок течения топлива в системе охлаждения стенок, показанной на фиг. 9, соответствует системе, проиллюстрированной на фиг. 7.

В то время как изобретение было подробно описано со ссылкой на конкретные предпочтительные варианты реализации, возможно внесение изменений и модификаций без отклонения от истинного существа и объема настоящего изобретения.

Аэродинамическое крыло имеет основную часть, выполненную с обратным сужением, ограниченную передней кромкой (30) и двумя задними кромками (10), идущими от соответствующих концов передней кромки (30) в направлении точки задней вершины (P), и соответствующие два удлинения (70) по направлению размаха крыла в области (50) естественного ламинарного пограничного слоя на крыле, простирающиеся по хорде на определенное расстояние от передней кромки указанного крыла и простирающиеся в направлении размаха от соответствующих противоположных сторон крыла. Система контроля ламинарного потока на участках (60) крыла предусматривает использование в качестве охладителя топлива, находящегося в крыле. Изобретение направлено на повышение эффективности закрылков крыла самолета. 4 с. и 35 з.п.ф-лы, 13 ил.

1. Крыло со сверхзвуковым свободным ламинарным потоком, содержащее основную часть треугольного крыла с обратным сужением, ограниченную передней кромкой и двумя задними кромками, идущими от соответствующих концов кромки в направлении задней вершины, соответствующие удлинения по направлению размаха крыла, простирающиеся по хорде от передней кромки на часть длины хорды крыла и простирающиеся в направлении размаха крыла от соответствующих противоположных сторон части треугольного крыла с обратным сужением, при этом передняя часть крыла работает в условиях двухразмерной составляющей потока с обеспечением естественного потока с ламинарным пограничным слоем в течение полета при сверхзвуковых скоростях. 2. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что передняя часть крыла по всему своему размаху находится во время полета под воздействием пограничного слоя естественного ламинарного потока, а находящаяся далее по направлению потока часть крыла по всему своему размаху в основном расположена во время полета вне воздействия пограничного слоя естественного ламинарного потока, и в котором основная часть удлинений по размаху крыла расположена в пределах передней части пограничного слоя ламинарного потока. 3. Крыло по п.2, отличающееся тем, что передняя часть воздействующего на крыло пограничного слоя ламинарного потока простирается назад от передней кромки на часть длины корневой хорды крыла, при этом часть в основном лежит в пределах приблизительно от 1/4 до 1/2. 4. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что задние части хвостовых кромок сходятся в точке, которая расположена ближе к передней кромке, чем указанная вершина, что позволяет свести к минимуму площадь поверхности крыла, находящуюся вне пределов передней части влияющего на крыло пограничного слоя естественного ламинарного потока. 5. Крыло по п.1, отличающееся тем, что часть крыла, смежная с задними кромками, включает в себя со стороны задней кромки множество закрылков, которые посредством соответствующих осей шарниров подсоединены с возможностью вращения к остальной части крыла, причем эти оси шарниров простираются в основном по направлению размаха крыла относительно крыла. 6. Крыло по п.1, отличающееся тем, что каждая из задних кромок включает в себя множество ступеней, при этом каждая из ступеней содержит по направлению размаха крыла заднюю кромку и по направлению хорды боковую кромку. 7. Крыло по п.6, отличающееся тем, что имеет закрылки, соответствующие указанным ступеням. 8. Крыло по п.7, отличающееся тем, что имеет соответствующие оси шарниров, посредством которых соответствующие закрылки, установлены с возможностью вращения на остальной части крыла. 9. Крыло по п.2, отличающееся тем, что имеет средства управления ламинарным потоком для искусственного поддержания ламинарного потока в задней области крыла. 10. Крыло по п.9, отличающееся тем, что имеет по меньшей мере авиационный двигатель для движения крыла, при этом крыло содержит топливный бак для хранения топлива для этого двигателя, крыло имеет обшивку крыла, которой придана аэродинамическая форма, при этом обшивка крыла имеет внутреннюю поверхность обшивки, и в котором средство управления ламинарным потоком является средством охлаждения заднего участка крыла. 11. Крыло по п.10, отличающееся тем, что средство охлаждения заднего участка крыла содержит распылительное средство для нанесения топлива, хрянящегося в топливном баке, на определенный участок внутренней поверхности обшивки, накопительное средство для сбора топлива с внутренней поверхности обшивки и перекачивающий насос для откачивания топлива из накопительного средства для возможного потребления двигателем. 12. Крыло по п.11, отличающееся тем, что накопительное средство предназначено для сбора всего топлива, нагретого при соприкосновении с внутренней поверхностью обшивки, для предотвращения нагрева топлива, находящегося в топливном баке. 13. Крыло по п. 12, отличающееся тем, что распылительное средство содержит множество топливных распылительных форсунок внутри крыла и обращенных к верхней части внутренней поверхности обшивки, при этом система содержит также насос, подключенный между баком и топливными распылительными форсунками. 14. Крыло по п.13, отличающееся тем, что верхний участок внутренней поверхности обшивки расположен под задней частью обшивки крыла. 15. Крыло по п.4, отличающееся тем, что указанная точка является точкой задней вершины. 16. Крыло по п.1, отличающееся тем, что указанная передняя кромка имеет положительный угол стреловидности. 17. Крыло по п.1, отличающееся тем, что указанная передняя кромка имеет отрицательный угол стреловидности. 18. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что имеет предкрылок передней кромки, простирающийся по размаху крыла вдоль передней кромки крыла. 19. Крыло со сверхзвуковым свободным ламинарным потоком, содержащее основную часть треугольного крыла с обратным сужением, ограниченную передней кромкой и двумя задними кромками, при этом задние кромки содержат: а) передние участки задней кромки, простирающиеся в направлении внутрь от соответствующих концов передней кромки в направлении точки задней вершины, и (в) участки задней кромки, простирающиеся в направлении внутрь от задних концов соответствующих передних участков задней кромки и сходящиеся в точке, расположенной ближе к передней кромке, чем указанная точка вершины, и соответствующие удлинения по размаху крыла, простирающиеся по направлению хорды от передней кромки по длине соответствующих передних участков задней кромки, и простирающиеся по размаху крыла от противоположных сторон части треугольного крыла с обратным сужением; при этом передняя часть крыла работает в условиях двухразмерной составляющей потока с обеспечением естественного потока с ламинарным пограничным слоем в течение полета при сверхзвуковых скоростях. 20. Крыло по п.19, отличающееся тем, что задние участки задней кромки совпадают с задней областью крыла, которая в основном не подвергается воздействию пограничного слоя естественного ламинарного потока. 21. Крыло по п.20, отличающееся тем, что передние участки задней кромки по хорде в обратном направлении от передней кромки простираются на долю длины корневой хорды крыла, при этом эта доля в целом составляет приблизительно от 1/4 до 1/2. 22. Крыло по п.20, отличающееся тем, что снабжено средством управления ламинарным потоком для искусственного поддержания ламинарного потока в задней области крыла. 23. Крыло по п.22, отличающееся тем, что имеет по меньшей мере авиационный двигатель для движения крыла, при этом крыло содержит топливный бак для хранения топлива для двигателя, крыло имеет обшивку крыла, которой придана аэродинамическая форма, при этом обшивка крыла имеет внутреннюю поверхность обшивки, и в котором средство управления ламинарным потоком является средством охлаждения заднего участка крыла. 24. Крыло по п.23, отличающееся тем, что средство охлаждения заднего участка крыла имеет распылительное средство для нанесения топлива, хранящегося внутри топливного бака, на определенный участок внутренней поверхности обшивки, накопительное средство для сбора топлива с внутренней поверхности обшивки, и перекачивающий насос для откачивания топлива из накопительного средства для возможного потребления двигателем. 25. Крыло по п.24, отличающееся тем, что накопительное средство предназначено для сбора всего топлива, нагретого при соприкосновении с внутренней поверхностью обшивки, для предотвращения нагрева топлива, находящегося в топливном баке. 26. Крыло по п. 25, отличающееся тем, что распылительное средство содержит множество топливных распылительных форсунок, расположенных внутри крыла и обращенных к верхней части внутренней поверхности обшивки, при этом предусмотрен насос, подключенный между баком и топливными распылительными форсунками. 27. Крыло по п.26, отличающееся тем, что участок внутренней поверхности обшивки совпадает с задними частями задних кромок. 28. Крыло по п.19, отличающееся тем, что часть крыла, смежная с задними кромками, содержит множество закрылков задней кромки и дополнительно содержит соответствующие оси шарниров, по которым соответствующие закрылки соединяются с возможностью вращения с остальной частью крыла, при этом эти оси шарниров простираются в основном по направлению размаха относительно крыла. 29. Крыло по п. 19, отличающееся тем, что каждая из задних кромок содержит множество ступеней, при этом каждая из ступеней содержит по направлению размаха крыла заднюю кромку и по направлению хорды - боковую кромку. 30. Крыло по п.29, отличающееся тем, что имеет закрылки, соответствующие указанным ступеням. 31. Крыло по п.30, отличающееся тем, что имеет соответствующие оси шарниров, по которым на остальной части крыла установлены с возможностью вращения соответствующие закрылки. 32. Крыло по п.19, отличающееся тем, что передняя кромка имеет положительный угол стреловидности. 33. Крыло по п.19, отличающееся тем, что передняя кромка имеет отрицательный угол стреловидности. 34. Крыло по п.19, отличающееся тем, что имеет предкрылок передней кромки, простирающийся по размаху крыла вдоль передней кромки крыла. 35. Крыло со сверхзвуковым свободным ламинарным потоком, имеющим по меньшей мере авиационный двигатель, топливо для которого хранится в топливном баке крыла, для потребления двигателем, при этом крыло имеет обшивку крыла, которой придана аэродинамическая форма, при этом крыло работает в условиях двухразмерной составляющей потока с обеспечением естественного потока с ламинарным пограничным слоем в течение полета при сверхзвуковых скоростях, причем обшивка крыла имеет внутреннюю поверхность обшивки, а система управления ламинарным потоком содержит средство охлаждения задних участков обшивки крыла. 36. Система управления ламинарным потоком на поверхности крыла, включающая средство охлаждения задних участков обшивки крыла, которая содержит распылительное средство для нанесения топлива, хранящегося внутри топливного бака, на определенный участок внутренней поверхности обшивки, накопительное средство для сбора топлива, стекающего с внутренней поверхности обшивки, и перекачивающий насос для откачивания топлива из накопительного средства для возможности потребления двигателем. 37. Система по п.36, отличающаяся тем, что накопительное средство предназначено для сбора всего топлива, нагретого при соприкосновении с внутренней поверхностью обшивки для предотвращения нагрева топлива, находящегося в баке. 38. Система по п.37, отличающаяся тем, что распылительное средство состоит из множества топливных распылительных форсунок, расположенных внутри крыла и обращенных к верхней части внутренней поверхности обшивки, причем система дополнительно содержит насос, подключенный между баком и топливными распылительными форсунками. 39. Система по п.38, отличающаяся тем, что часть внутренней поверхности обшивки располагается под участком обшивки крыла, на который не воздействует пограничный слой естественного ламинарного потока.