ЗАКОНЦОВКА НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2003 года по МПК B64C3/10 

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для летательных аппаратов различных назначений.

Известно, что в полете на концах несущих поверхностей летательного аппарата образуются вихри, обуславливающие индуктивное сопротивление, которое снижает аэродинамическое качество несущей поверхности.

Рациональный выбор формы и пространственного положения концевой части крыла позволяет оказывать влияние на формирование и интенсивность концевых вихрей и следовательно на величину индуктивного сопротивления.

Для снижения интенсивности свободных концевых вихрей на несущих поверхностях (крыла, горизонтального оперения) применяют концевые шайбы (Прикладная аэродинамика, А. К. Мартынов, изд. Машиностроение, 1972 г., с. 212) [1]. Такие шайбы наряду с уменьшением интенсивности концевых свободных вихрей приводят к значительному увеличению веса, значительной вредной интерференции и концевым срывам потока и незначительному повышению аэродинамического качества, а устойчивость и управляемость летательного аппарата ухудшаются.

Известны также законцовки крыла, которые характеризуются увеличением угла стреловидности по передней кромке (Техническая информация ОНТИ ЦАГИ 7, 1988 г. "Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10") [2]. Такая форма законцовок при сохранении равного удлинения крыла (λ=const) приводит к незначительному увеличению аэродинамического качества летательного аппарата при больших околозвуковых скоростях потока, но при этом имеет место уменьшение несущих свойств концевых сечений крыла.

Известна также законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (патент РФ 2063365, кл. В 64 С 3/10, 1996 г.) [3] . Снижение потерь аэродинамического качества самолета в этом техническом решении осуществляется за счет создания дополнительной подсасывающей силы на передней кромке уступа, обтекаемого концевым вихрем.

Однако на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях потери аэродинамического качества являются существенными, а такая законцовка малоэффективной.

Известна законцовка со сливом, оттянутым назад приблизительно на половину местной хорды, имеющая обтекаемую форму поверхности по хорде и по размаху, с отгибом вниз передней кромки законцовки (патент США 4108403, кл. 244-199, 1978 г.) [4]. Однако поверхность законцовки выполнена таким образом, что вершина слива законцовки уходит внутрь размаха, что снижает индуктивное воздействие на концевой вихрь и делает законцовку малоэффективной.

Известна законцовка крыла, взятая за прототип, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки. При этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне 60-80% местной хорды законцовки (патент РФ 2086467, кл. В 64 С 3/10, 1997 г.) [5]. Однако, из-за возникновения раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности был получен лишь незначительный положительный эффект.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения индуктивного сопротивления на концевой части несущей поверхности и ее законцовке.

Решение технической задачи достигается тем, что в законцовке, образованной профилями с увеличенной кривизной и увеличенными углами крутки по сравнению с концевыми сечениями несущей поверхности и имеющей уступ по передней кромке и удаленную назад вершину хвостовой части, срединная поверхность законцовки отклонена вниз относительно несущей поверхности, торцевая кромка выполнена по прямой линии параллельно набегающему потоку, задняя кромка выполнена плавной и криволинейной в плане, а размах уступа выполнен зависимым от размаха законцовки.

Предлагаемое изобретение поясняется схемами.

На фиг.1 изображена схема законцовки несущей поверхности в плане.

На фиг.2 - вид А по фиг.1.

На фиг.3 - вид Б по фиг.1.

На фиг.4 - схема разделения вихря от уступа и вихря от торца.

На фиг.5 - схема перемешивания и слияния вихрей фиг.2.

На фиг. 6 - схема распределения давлений на конце несущей поверхности сеч. А-А фиг.4, давлений на законцовке, на 0,4 L_зак, сеч. Б-Б, фиг.4.

Законцовка 1 несущей поверхности 2, в которой передняя кромка 3 выполнена с уступом 4, расположенным на 0,1-0,3 длины местной хорды от передней кромки несущей поверхности, торцевая кромка 5 выполнена по прямой линии, параллельно набегающему потоку 6, задняя кромка 7 в плане выполнена в виде плавной и криволинейной линии. Слив 8, образованный кромками 5 и 7, расположен в концевой части законцовки 1 с вершиной 9 слива 8, находящейся на конце торцевой кромки 5 на расстоянии 0,2-0,4 длины концевой хорды от задней кромки несущей поверхности. Срединная поверхность 10 законцовки 1 отклонена вниз на угол 4-6^o относительно несущей поверхности, имеет криволинейное формообразование, большую относительную кривизну и угол крутки, чем у концевых сечений несущей поверхности. На фиг.4-6 показаны: вихрь 11, перетекающий через уступ 4, вихрь 12, перетекающий через торцевую кромку 5, вихрь 13, образованный в результате слияния вихрей 11 и 12, и поток 14, проходящий по верхней части несущей поверхности 2 и по органам управления 15, и распределение давлений 16 на верхней и нижней поверхности на концах несущей поверхности по сеч. А-А и распределение давлений 17 на законцовке на расстоянии 0,4 L_зак, где L_зак - размах законцовки.

Устройство работает следующим образом.

При обтекании несущей поверхности 2 на ее нижней поверхности возникает давление, а на верхней - разрежение (фиг.6). За счет этого вокруг уступа 4 и торцевой кромки 5 законцовки происходит перетекание потока и образование вихрей 11 и 12, смещенных относительно друг друга по размаху. По мере продвижения вихрей 11 и 12 по хорде происходит их постепенное перемешивание, причем вихрь 11 снижает скосы от вихря 12 и в результате происходит слияние вихрей 11 и 12 в один вихрь 13 уменьшенной интенсивности. Благодаря отгибу вниз срединной поверхности 10 на угол 4-6^o и расположению вершины 9 слива 8 на торцевой кромке 5 на расстоянии 0,2-0,4 длины концевой хорды несущей поверхности от ее задней кромки увеличивается давление на нижней части несущей поверхности 2 и соответственно увеличивается несущая способность концевой части законцовки.

Вихрь 11 после уступа 4 проходит не у торцевой кромки 5 законцовки, а над верхней несущей поверхностью 2 и оттягивается к вершине 9 слива 8, увеличивая эффективный размах крыла и уменьшая индуктивное сопротивление. Расположение вершины 9 слива 8 на большем удалении от концевых частей несущей поверхности 2 распределяет более рационально толщину пограничного слоя, обеспечивает отсос потока 14 с концевых частей несущей поверхности 2 и органов управления 15, что приводит к затягиванию возникновения срыва потока и улучшению устойчивости и управляемости летательного аппарата. Экспериментально подтверждено, что выход за пределы 4-6^o угла отклонения срединной поверхности законцовки и расположения вершины слива на 0,2-0,4 длины концевой хорды несущей поверхности приводит к снижению эффективности работы законцовки. Криволинейное формообразование срединной поверхности 10 и верхней и нижней поверхностей законцовки повышает также жесткость конструкции и снижает ее вес.

Наибольшая разница в давлениях 16 и 17 имеет место в носовой части профиля на длине 0,1-0,3 местной хорды законцовки, при относительном размахе уступа 0,35-0,4 L_зак. При таком размахе уступа 4 в соответствии с распределением циркуляции по размаху обеспечивается равенство интенсивностей вихрей 11 и 12.

Другие значения относительного размаха уступа, отличающиеся от заданного диапазона, приведут к перераспределению интенсивности вихрей и в конечном итоге к потере эффективности в снижении индуктивного сопротивления. Это определило выбор положения уступа 4 законцовки.

Законцовка несущей поверхности была испытана на модели самолета Ту-154М и позволила увеличить аэродинамическое качество на числе Маха 0,8 на 4%. Увеличение аэродинамического качества при переходе к предлагаемой форме законцовки несущей поверхности позволяет увеличить дальность полета или уменьшить расход топлива.

Изобретение относится к авиации. Законцовка имеет уступ по передней кромке, расположенной на 0,1-0,3 длины местной хорды от передней кромки несущей поверхности, и слив, расположенный в хвостовой части законцовки. Размах уступа равен 0,35-0,4 размаха законцовки. Законцовка образована профилями с увеличенной кривизной и углами крутки по сравнению с концевыми сечениями несущей поверхности. Верхняя и нижняя поверхности законцовки выполнены с криволинейными образующими, срединная поверхность отклонена вниз на 4-6 градусов относительно несущей поверхности. Торцевая кромка выполнена по прямой линии параллельно набегающему потоку, с вершиной слива, расположенной на конце торцевой кромки. Задняя кромка слива выполнена плавной и криволинейной в плане. Изобретение направлено на снижение индуктивного сопротивления. 2 з.п.ф-лы, 6 ил.

1. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, имеющая уступ по передней кромке, расположенный на 0,10,3 длины местной хорды от передней кромки несущей поверхности, и слив в хвостовой части и образованная профилями с увеличенной кривизной и увеличенными углами крутки по сравнению с концевыми сечениями несущей поверхности, отличающаяся тем, что верхняя и нижняя поверхности законцовки выполнены с криволинейными образующими, срединная поверхность законцовки отклонена вниз на угол 4-6^o относительно несущей поверхности, а торцевая кромка выполнена по прямой линии параллельно набегающему потоку с вершиной слива на ее конце. 2. Законцовка по п. 1, отличающаяся тем, что уступ законцовки имеет относительный размах, равный 0,35-0,4 от размаха законцовки. 3. Законцовка по п. 1, отличающаяся тем, что задняя кромка слива выполнена плавной и криволинейной в плане.