КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 2002 года по МПК B64C3/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании дозвуковых самолетов вертикального и ультракороткого взлета и посадки.

Известно крыло летательного аппарата, содержащее два крыльевых элемента с сужающимися каналами между ними [1].

Недостатком данного изобретения является невозможность получения достаточно высокого приращения аэродинамического качества во всем диапазоне полетных углов атаки.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является крыло самолета, содержащее закругленную переднюю и острую хвостовую части, пилоны и несколько крыльевых элементов, закрепленных на пилонах с образованием щелей, имеющих сужение от входа на нижней поверхности к выходу на верхней поверхности, а каждый элемент имеет закругленную переднюю и острую хвостовую части [2].

Однако данное крыло характеризуется невысоким аэродинамическим качеством и не обеспечивает безотрывность обтекания крыльевых элементов воздушным потоком. Кроме того, данное крыло не обеспечивает адаптации геометрии крыла к режиму полета и обладает низкой подъемной силой на взлетно-посадочных режимах.

Задачей настоящего изобретения является повышение аэродинамического качества крыла летательного аппарата, обеспечение безотрывности обтекания крыльевых элементов воздушным потоком, адаптацию геометрии крыла к режимам полета и повышение подъемной силы на взлетно-посадочных режимах.

Данная задача достигается тем, что крыло самолета, содержащее закругленную переднюю и острую хвостовую части, пилоны и несколько крыльевых элементов, закрепленных на пилонах с образованием щелей, имеющих сужение от входа на нижней поверхности к выходу на верхней поверхности, а каждый элемент имеет закругленную переднюю и острую хвостовую части, снабжено приводами, предназначенными для независимого регулирования ширины входов и выходов щелей между крыльевыми элементами, а также смещения каждого крыльевого элемента вдоль средней линии при сохранении сужения щелей от входа к выходу.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 представлено сечение предлагаемого многощелевого крыла с жестким закреплением крыльевых элементов на силовых пилонах; на фиг.2 - вид крыла сверху; на фиг.3 - многощелевое крыло с синхронно изменяющейся шириной входов и выходов щелей; на фиг.4 - многощелевое крыло с возможностью синхронного изменения ширины входов щелей и независимого изменения ширины выходов щелей; на фиг.5 - многощелевое крыло с возможностью независимого регулирования ширины щелей и смещения крыльевых элементов вдоль их средних линий; на фиг.6 - результаты моделирования крыла при нулевом угле атаки; на фиг.7 - результаты моделирования обтекания данного крыла восходящим потоком воздуха под углом 45^o.

Крыло самолета (фиг.1, фиг.3, фиг.4 и фиг.5) содержит, например, четыре крыльевых элемента 1, 2, 3 и 4 с сужающимися щелями между ними и жестко закрепленных на пилонах 5 и 6, при этом первый крыльевой элемент 1 расположен с отрицательным углом атаки, входы 7, 8 и 9 щелей расположены на нижней поверхности крыла, а выходы 10, 11 и 12 - на верхней поверхности крыла. Крыльевые элементы 1, 2 и 3 (фиг.1) жестко закреплены на силовых пилонах 5 и 6 и образуют многощелевой аэродинамический профиль со щелями 7-10, 8-11, 9-12.

Крыло, изображенное на фиг.3, содержит силовой привод 13, обеспечивающий синхронное изменение ширины входов и выходов щелей и закрепленный одним концом на крыльевом элементе 1, а другим концом - на рычаге 14, закрепленном с элементом 1 через ось вращения 15.1. Элементы 2, 3 и 4 соединены соответственно через оси вращения 15.2, 15.3 и 15.4 с рычагом 14, а крыльевой элемент 1 соединен через ось вращения 16.1 с рычагом 17. Крыльевые элементы 2, 3 и 4 соединены с рычагом 17 через соответствующие оси вращения 16.2, 16.3 и 16.4. Привод 13 закреплен одним концом на крыльевом элементе 1 через ось 18, а другим концом - на рычаге 14 при помощи шарнирного соединения 19. Крыло, изображенное на фиг.4, содержит силовые приводы 20, 21 и 22, обеспечивающие независимое регулирование ширины щелей в зависимости от режима полета. Привод 20 закреплен одним концом через шарнирное соединение 23 на крыльевом элементе 1, а другим, через шарнирное соединение 24 - на крыльевом элементе 2.

Силовой привод 21 соединен через шарнирное соединение 25 с крыльевым элементом 2, а через шарнирное соединение 26 - с крыльевым элементом 3. Силовой привод 22 закреплен через шарнирное соединение 27 на крыльевом элементе 3 и через шарнирное соединение 28 - на крыльевом элементе 4. Изображенное на фиг.5 многощелевое крыло содержит вместо рычага 14 (фиг.3 и 4) дополнительно силовые приводы 29, 30 и 31, соединяющие между собой крыльевые элементы 1, 2, 3 и 4 и регулирующие независимо ширину входов щелей между этими элементами, а также силовые приводы 32 и 33, регулирующие положение щелей крыльевых элементов 3 и 4. Так, силовой привод 29 соединяет между собой элементы 1 и 2 посредством шарнирных соединений 34 и 35 соответственно, силовой привод 30 соединяет элементы 2 и 3 через шарнирные соединения 36 и 37 соответственно, силовой привод 31 - элементы 3 и 4 через шарнирные соединения 38 и 39 соответственно. Силовой привод 32 соединяет крыльевой элемент 2 и силовой привод 30 через шарнирные соединения 40 и 41, а силовой привод 33 соединяет крыльевой элемент 3 с силовым приводом 31 через шарнирные соединения 42 и 43.

В рабочем режиме под крылом, изображенным на фиг.1 и имеющим жесткое закрепление крыльевых элементов 1, 2, 3 и 4, создается повышенное давление, под действием которого газ проходит через сужающиеся щели 7-10; 8-11; 9-12 и выходит на верхнюю заднюю поверхность многощелевого крыла. При выходе из щелей газ имеет большую скорость, чем при обтекании задней поверхности крыла, что способствует увеличению скорости в пограничном слое и более устойчивому безотрывному обтеканию задней верхней поверхности крыла при всех рабочих режимах.

Крыло, изображенное на фиг.3, имеет силовой привод 13, обеспечивающий синхронное изменение ширины входов 7, 8 и 9 щелей при помощи рычагов 14 и 17 за счет изменения углов поворота относительно осей 15.1 и 16.1 соответственно. Назначение щелей - обеспечить регулирование давления на верхней поверхности крыла, причем количество щелей определяется геометрией профиля крыла.

В другом варианте конструкции крыла (фиг.4) независимое регулирование ширины выходов 10, 11 и 12 щелей в зависимости от режима полета осуществляется не рычагами, а силовыми приводами 20, 21 и 22, при этом привод 20 регулирует ширину 10-го выхода щели, привод 21 - ширину 11-го выхода щели, а привод 22 - 12-го выхода щели.

Многощелевое крыло, выполненное с возможностью независимого регулирования положения всех крыльевых элементов относительно друг друга (фиг.5), обеспечивает не только регулирование ширины щелей и их сужение, но и смещение крыльевых элементов относительно друг друга вдоль средней линии профиля. Силовые приводы 20 и 29, соединяющие крыльевые элементы 1 и 2, позволяют независимо изменять ширину входных и выходных щелей, а привод 13 позволяет производить смещение крыльевого элемента 2 относительно крыльевого элемента 1 вдоль средней линии крыльевого элемента 2, регулируя угол поворота приводов 20 и 29. Аналогично силовые приводы 32 и 33 регулируют положения крыльевых элементов 3 и 4.

Таким образом, наличие приводов позволяет производить изменение ширины входов и выходов щелей и смещение крыльевых элементов относительно друг друга вдоль средней линии, что обеспечивает подстройку геометрии профиля крыла во всех режимах полета.

На фиг. 6 и 7 проиллюстрировано влияние щелей на процесс восстановления давления на верхней задней поверхности крыла, гарантирующее безотрывное обтекание крыла и высокое аэродинамическое качество. Перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность автоматически выравнивает давление и уменьшает вероятность нарастания пограничного слоя.

По сравнению с прототипом, предлагаемое многощелевое крыло работает во всех режимах полета при различных углах атаки и обеспечивает устойчивое безотрывное обтекание в крейсерском режиме полета, а также в критических ситуациях, что повышает надежность летательного аппарата и предотвращает возникновение внештатных ситуаций при внезапных изменениях углов атаки или попадании самолета в турбулентные потоки. За счет изменения геометрии крыла, т. е. смещения крыльевых элементов, увеличивается хорда крыла на взлетно-посадочных режимах и повышается подъемная сила.

Проведенные эксперименты показывают, что предлагаемое крыло обеспечивает достижение аэродинамического качества более 100, при нулевом угле атаки С_у= 1,60... 1,68, при повороте на 30^o С_у=4,5.

Источники информации
1. Патент РФ 2060912, кл. В 64 С 39/08, 1992.

2. Патент США 1469733, НКИ 244/198, 03.06.1924 (прототип).

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании самолетов вертикального и ультракороткого взлета и посадки. Крыло содержит закругленную переднюю и острую хвостовую части, пилоны и несколько крыльевых элементов, закрепленных на пилонах с образованием щелей, имеющих сужение от входа на нижней поверхности к выходу на верхней поверхности. Каждый элемент имеет закругленную переднюю и острую хвостовую части. Введены приводы, предназначенные для независимого регулирования ширины входов и выходов щелей между крыльевыми элементами, а также смещения каждого крыльевого элемента вдоль средней линии при сохранении сужения щелей от входа к выходу. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества крыла за счет обтекания без отрыва воздушного потока подъемной силы на взлетно-посадочных режимах. 7 ил.

Крыло самолета, содержащее закругленную переднюю и острую хвостовую части, пилоны и несколько крыльевых элементов, закрепленных на пилонах с образованием щелей, имеющих сужение от входа на нижней поверхности к выходу на верхней поверхности, каждый элемент имеет закругленную переднюю часть и острую хвостовую часть, отличающееся тем, что оно снабжено приводами, предназначенными для независимого регулирования ширины входов и выходов щелей между крыльевыми элементами, а также смещения каждого крыльевого элемента вдоль средней линии при сохранении сужения щелей от входа к выходу.