КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 2010 года по МПК B64C3/48 B64C21/02 

Изобретение относится к авиационной технике, легкомоторным самолетам, а конкретно к конструкции крыла самолета.

Известно крыло самолета с профилем NACA 23012, обеспечивающее создание подъемной силы, необходимой для полета самолета [1].

Недостатком указанного крыла является срыв потока с его верхней поверхности, вследствие взаимодействия положительного градиента давления и пограничного слоя при увеличении угла атаки более угла атаки начала срыва, падение при этом подъемной силы, уменьшение коэффициента подъемной силы и аэродинамического качества [1].

Известен профиль крыла, имеющий на верхней поверхности обратную ступеньку-вырез со слабо искривленным дном выемки, протяженную вдоль размаха крыла, которая обеспечивает предотвращение отрыва потока на больших углах атаки, приращение подъемной силы на определенных углах атаки при соответствующей конфигурации ступеньки [2].

Результаты исследования такого профиля крыла со ступеньками глубиной 50% и 33% от толщины профиля и крыла профиля без выреза показывают, что максимальные значения коэффициентов подъемной силы С_уа у всех профилей примерно равны. В то время как у профиля с 33% ступенькой срывные явления затянуты до α=40°. Профиль со ступенькой 50% ширины и 50% глубины обеспечивает большие приращения подъемной силы практически при всех углах атаки по сравнению с профилем без выреза, срывные явления которого начинаются α=25° (фиг.2а).

Недостатком крыла, имеющего профиль NACA 23012 со ступенькой является наличие положительного эффекта приращения подъемной силы или только на докритических углах атаки (конфигурация ступеньки 50% по хорде и 33% по глубине) или затягивание срыва на больших углах атаки, т.е. увеличение подъемной силы на закритических углах атаки для базового профиля (конфигурация ступеньки 50% по хорде и 33% по глубине).

Задачей данного изобретения является улучшение аэродинамических характеристик крыла малого удлинения близкого к прямоугольному для легкомоторного самолета.

Для достижения данной задачи предлагается техническое решение, которое заключается в применении аэродинамического принципа регулирования глубиной ступеньки профиля, с помощью протяженных по размаху крыла секций в виде панелей. На верхней поверхности крыла устанавливаются секции управления глубиной профиля, шарнирно размещенных на расстоянии 25% от задней кромки и расположенных вдоль размаха крыла. Управление осуществляется за счет упругих элементов (пружин), жестко связанных с дном выемки и нижней поверхностью панели регулирования.

На фиг.1а изображена панель управления глубиной выреза, на фиг.1б изображен профиль крыла, имеющий на верхней поверхности ступеньку-вырез (прототип), на фиг.1в - общий вид предлагаемого крыла. На фиг.2а показана зависимость подъемной силы С_уа от угла атаки α, на фиг.2б показано значение аэродинамического качества К от угла атаки α.

Предлагаемая конструкция крыла содержит: лонжерон (1), стрингеры (2), обшивку (3), панель управления глубиной выреза (4), прикрепленную с помощью осевых шарниров (5), к обшивке (3), в районе задней кромки выреза и лежащей на пружинах (6), которые вмонтированы в дно выемки.

Устройство работает следующим образом: при увеличении угла атаки крыла до критического панель находится в крайнем нижнем положении (50%) и удерживается так за счет влияния силы упругости пружины. При достижении критического угла атаки из-за уменьшения статического давления панель переходит в положение 33% глубины, при этом пружины растягиваются, панель находится в равновесии вследствие равенства сил упругости пружин и подъемной силы. За счет уменьшения глубины ступеньки срыв потока затягивается на большие углы атаки (фиг.2а). Пограничный слой срывается при угле атаки, значительно большем, чем у базового профиля. При уменьшении угла атаки панель возвращается в исходное положение, соответствующее 50% глубины за счет сжатия пружин.

Преимущества заявленного изобретения доказаны с помощью исследования в аэродинамических трубах малых скоростей 10-80 м/с (фиг.2б).

Явление срыва на прототипе происходит при угле атаки α=20°. При этом отрыв течения начинается в непосредственной близости от передней кромки. Крыло с возможностью регулирования обеспечивает предотвращение срыва при α=38° на большем расстоянии от передней кромки. Значения аэродинамического качества К в отличие от прототипа получают больше приращение на всех углах атаки вплоть до критического.

Применение предлагаемого крыла позволит уменьшить длину потребной взлетно-посадочной полосы, в связи с увеличением подъемной силы, увеличить максимальные углы атаки, улучшить характеристики при выходе на критические углы атаки, что в конечном счете способствует безопасности полета.

Список литературы

1. Аэродинамика ЛА и гидравлика их систем. Под ред. Ништа М.И., М: ВВИА, 1994 г.

2. Экспресс-Информация, 1989 г., №17, с.19-21 (прототип).

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам. Крыло содержит лонжероны, стрингеры, обшивку и имеет на верхней поверхности обратную ступеньку-вырез со слабо искривленным дном выемки, протяженную вдоль размаха крыла. На верхней поверхности крыла установлены панели для регулирования глубины ступеньки-выреза. Панели закреплены с одной стороны на осевых шарнирах с возможностью изменения своего положения с помощью пружин. Пружины жестко связаны с дном выемки и нижней поверхностью панели регулирования. Достигается улучшение несущих свойств крыла. 2 ил.

Крыло самолета, содержащее лонжероны, стрингеры, обшивку и имеющее на верхней поверхности обратную ступеньку-вырез со слабо искривленным дном выемки, протяженную вдоль размаха крыла, отличающееся тем, что на верхней поверхности крыла установлены панели для регулирования глубины ступеньки-выреза, закрепленные с одной стороны на осевых шарнирах с возможностью изменения своего положения с помощью пружин, которые жестко связаны с дном выемки и нижней поверхностью панели регулирования глубины ступеньки-выреза.