Изобретение в основном относится к конструкции крыла самолета, содержащего по меньшей мере одну стойку крепления двигателя, расположенную под этим крылом.
Как известно, стойка крепления позволяет подвешивать двигатель под крылом самолета посредством системы крепления, содержащей множество узлов крепления. Она предназначена для формирования стыковки двигателя, например реактивного, с крылом самолета и позволяет передавать на конструкцию самолета усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, а также обеспечивает разводку топливной, электрической, гидравлической и воздушной систем между двигателем и летательным аппаратом.
В реактивных двигателях последних моделей самолетов высокая степень двухконтурности, необходимая для снижения шума и загрязнения, приводит к формированию крайне высоких требований по размещению двигателя на летательном аппарате, так как увеличение степени двухконтурности неизбежно вызывает увеличение диаметра двигателя и, в частности, увеличение диаметра корпуса вентилятора.
Таким образом, при приемлемой с точки зрения безопасности подвеске, пространство между крылом и реактивным двигателем, предназначенное для размещения стойки крепления двигателя, значительно сокращается.
Кроме того, увеличение диаметра двигателя привело к его значительному сближению с крылом и, следовательно, к уменьшению размеров стойки крепления. Однако было отмечено, что компоновка со сближением двигателя и крыла, также именуемая компоновкой «сильной связи», привела к неблагоприятным аэродинамическим эффектам, являющимся прямым следствием близкого соседства гондолы двигателя, стойки крепления и крыла самолета.
Проведенные испытания позволили обнаружить наличие паразитного поперечного потока над областью передней кромки стойки крепления, то есть аэродинамической области этой стойки, выдающейся вперед из передней кромки крыла и прижимаемой к верхнему участку гондолы для обеспечения аэродинамической непрерывности с ней. Этот паразитный поток возникает приблизительно на переднем конце боковой поверхности стойки, обращенной к корневой части крыла, и характеризуется тем, что проходит над передней кромкой стойки крепления вместо того, чтобы течь вдоль этой поверхности, пока он не достигнет нижней части крыла. Таким образом, паразитный поток достигает стороны стойки, обращенной к концевой части крыла.
Более того, дополнительно к этому поперечному паразитному потоку, протекающему от боковой поверхности стойки, обращенной к корневой части крыла, к противоположной боковой стороне, обращенной к его концевой части, было также обнаружено неблагоприятное явление срыва потока, вызванное турбулентным течением газа на задней кромке гондолы и обтеканием двигателя, подвешенного на рассматриваемой стойке крепления. Этот срыв потока характеризуется закруткой потока воздуха вокруг точки, расположенной в области пониженного давления и, следовательно, ростом аэродинамического сопротивления, так как пограничный слой больше не является ламинарным.
Эти два паразитных явления в основном объясняются тем, что задняя кромка гондолы находится в полях высокого давления на нижней поверхности крыла. Таким образом, поток пытается обогнуть эту область высокого давления и изменяет направление в зависимости от указанного поперечного паразитного потока. В этой связи следует заметить, что это явление настолько сильно, что дает начало рассматриваемому срыву турбулентного потока в зоне, где давление на крыло максимально. Срыв потока, таким образом, вызывает локальное увеличение пограничного слоя на гондоле, что приводит к неблагоприятному повышению сопротивления трения гондолы и, следовательно, к снижению характеристик самолета.
Задачей изобретения является создание конструкции крыла с устранением указанных недостатков, присущих известным устройствам.
В соответствии с указанной задачей объектом изобретения является крыло самолета, имеющее концевую и корневую части, а также по меньшей мере одну стойку крепления подвешиваемого под крылом двигателя, передняя часть которого выдвинута вперед относительно передней кромки крыла. Согласно изобретению в передней части стойки крепления имеется боковой выступ, ограничивающий боковой канал потока воздуха по направлению к корневой части крыла. Кроме того, задний конец бокового выступа контактирует с передней кромкой крыла, причем боковой выступ выдается по направлению к корневой части крыла с увеличением величины выступа по мере продвижения от переднего конца к заднему.
Таким образом, отрицательное влияние поперечного паразитного потока устранено посредством добавления бокового выступа, выполненного с возможностью принимать, например, форму кромки, проходящей вдоль передней зоны, которая, следовательно, участвует в образовании канала воздушного потока вдоль боковой поверхности стойки, обращенной к корневой части крыла, именуемой первой боковой поверхностью. В результате воздушный поток, идущий от переднего конца первой боковой поверхности, больше не подвергается воздействию поперечного паразитного потока, поскольку он направляется вдоль этой первой поверхности посредством бокового выступа, который предотвращает его отклонение в направлении от передней кромки стойки крепления.
Воздушный поток, направляемый боковым выступом, ускоряется за счет формы рассматриваемого канала и выходит в заданном направлении под крылом самолета между нижней поверхностью крыла и гондолой двигателя. Таким образом, срыв потока на передней кромке гондолы сводится к минимуму или даже полностью устраняется, что преимущественно приводит к снижению сопротивления трения гондолы и, следовательно, к повышению характеристик самолета.
В дополнение к этому предусмотрено, чтобы задний конец этого бокового выступа, выдающегося по направлению к корневой части крыла, контактировал с передней кромкой крыла. Предпочтительно он выполнен практически прямым и проходящим по направлению к передней части стойки крепления вдоль нее, по-прежнему выдаваясь в направлении корневой части крыла.
В частности, задний конец бокового выступа контактирует с передней кромкой крыла, а передний конец выдается по направлению к корневой части крыла на длину выступа, увеличивающуюся по мере продвижения от переднего конца к заднему. Эта особенность способствует постепенному улучшению образования канала воздушного потока при приближении к передней кромке крыла и, следовательно, позволяет иметь гладкий передний конец бокового выступа, обеспечивая аэродинамическую непрерывность передней зоны стойки крепления в начале этого выступа.
Предпочтительно боковой выступ от переднего конца до заднего имеет свободную боковую кромку закругленной формы. Это также ограничивает аэродинамическое возмущение, вызванное наличием бокового выступа, в соответствии с настоящим изобретением, в результате чего значительно снижаются возмущения в воздушном потоке, проходящем около передней зоны стойки крепления.
Таким образом, стойка крепления предпочтительно имеет первую боковую поверхность, обращенную к корневой части крыла, причем эта первая боковая поверхность имеет вогнутый участок, по меньшей мере частично участвующий в образовании бокового выступа. Следует отметить, что образование бокового выступа предполагает наличие первой боковой поверхности, имеющей вогнутый участок, в отличие от известных устройств, в которых наружная поверхность стойки была плоской или выпуклой. В связи с этим следует отметить, что вогнутый участок первой боковой поверхности предпочтительно проходит вдоль всего выступа и может выходить за пределы передней зоны стойки крепления, то есть под крылом по направлению к задней части относительно выступа, в частности по причинам аэродинамической непрерывности этой первой боковой поверхности.
Боковой выступ может также образовываться совместно с верхней поверхностью передней зоны стойки крепления без выхода за объем настоящего изобретения.
Как указано выше, боковой выступ расположен в верхней части передней зоны стойки крепления для направления воздушного потока в боковой канал воздушного потока под крылом самолета. Чтобы добиться этого, выступ может эффективно образовываться совместно вогнутым верхним участком первой боковой поверхности и боковым участком верхней поверхности, который обращен к корневой части крыла.
Для достижения наиболее приемлемого возможного направления потока воздуха посредством бокового выступа компоновка может быть выполнена так, что, если смотреть сверху, выступ проходил бы по меньшей мере на 60% длины передней зоны стойки крепления, взятой вдоль продольной оси стойки, проходящей через ее переднюю конечную точку. В более общих чертах, но все так же предпочтительно, чтобы этот боковой выступ присутствовал на протяжении от 50% до 100% длины передней зоны, выдающейся из передней кромки, предпочтительно проходя от последней.
И наконец, следует отметить, что крыло самолета может содержать, например, две стойки крепления двигателей, каждая из которых оснащена боковым выступом на своей передней зоне, выдающимся, разумеется, по направлению к корневой части этого крыла. Несмотря на это, изобретение предпочтительно может быть использовано на летательном аппарате с двумя двигателями.
Другим объектом настоящего изобретения является самолет, содержащий по меньшей мере одно крыло, описанное выше.
Другие преимущества и особенности изобретения будут более понятны из нижеследующего описания неограничивающего примера его осуществления.
На фиг.1 показано крыло самолета согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, вид сверху;
на фиг.2 схематично показано сечение по линии II-II на фиг.1;
на фиг.3 показана часть крыла, изображенного на фиг.1, вид спереди;
на фиг.4 показана часть крыла, изображенного на фиг.1, вид в перспективе;
на фиг.5 детально показана часть крыла, изображенного на фиг.1, вид сверху;
на фиг.6а - сечение по линии VIa-VIa на фиг.5;
на фиг.6b - сечение по линии VIb-VIb на фиг.5;
на фиг.6с - сечение по линии VIc-VIc на фиг.5.
Как показано на фиг.1, крыло с двигателем, обозначенное общей позицией 1, содержит крыло 2 с корневой частью 2а, жестко закрепленной на фюзеляже самолета, и противоположным ему свободным концом, именуемым концевой частью 2b, а также по меньшей мере одну стойку 4 крепления двигателя, неподвижно подвешенную под крылом 2 и поддерживающую двигатель 6, например реактивный, как показано на фиг.1.
В дальнейшем буквой Х условно обозначено продольное направление стоек крепления, которое также соответствует продольному направлению самолета и его турбореактивных двигателей, буквой Y обозначено направление, поперечное стойкам крепления и соответствующее поперечному направлению относительно самолета и его реактивных двигателей, а буквой Z обозначено вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z являются взаимно ортогональными.
Кроме того, термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения самолета под действием силы тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6, и это направление схематично показано стрелкой 7.
На фиг.2, схематично показано крыло 2 с реактивным двигателем 6 и соединенную с ними стойку 4 крепления двигателя на крыле. Необходимо отметить, что стойка 4 обычно является жесткой конструкцией, также именуемой первичной конструкцией, на которой расположен механизм крепления двигателя, причем этот механизм крепления содержит множество узлов крепления и средство компенсации тяговых усилий двигателя. Реактивный двигатель 6 окружен гондолой, как показано на фиг.2, а стойка 4 содержит дополнительный ряд узлов крепления (не показаны), размещенных на жесткой конструкции и обеспечивающих подвеску этой стойки под крылом самолета.
Как показано на фиг.2, продольная ось 5 реактивного двигателя 6 параллельна направлению X. Стойка 4 выполнена в целом аэродинамической формы, являющейся результатом присутствия вторичных конструкций, добавленных к первичной жесткой конструкции и обеспечивающих разделение и поддержку систем с одновременной поддержкой аэродинамических обтекателей. Следует обратить внимание на то, что среди этих вторичных конструкций (не обозначенных позициями) стойки 4 имеется передняя аэродинамическая конструкция, задний аэродинамический обтекатель, обтекатель, соединяющий переднюю и заднюю аэродинамические конструкции, также именуемый кромкой, и нижний задний аэродинамический обтекатель, также именуемый «экраном» или «задним опорным обтекателем», основные функции которого заключаются в образовании противопожарной перегородки и обеспечении аэродинамической непрерывности между выходным устройством двигателя и стойкой крепления.
В контексте настоящего изобретения основной проблемной зоной является область стойки крепления 4, названная передней зоной 8, показанной пунктирной линией на фиг.2. Эта передняя зона 8 имеет ту отличительную особенность, что она выступает вперед из передней кромки 10 крыла 2, с которым соединена эта передняя зона 8. Передняя зона 8, образованная в основном указанной ранее передней аэродинамической конструкцией, прижимается к верхней части гондолы для обеспечения аэродинамической непрерывности с ней.
На фиг.3 и 4 детально показана передняя зона 8 стойки крепления 4. Эта передняя зона 8 содержит боковой выступ 12, выдающийся по направлению к корневой части (не показан) крыла 2 и ограничивающий боковой канал 14 воздушного потока.
Боковой выступ 12 расположен в верхней части передней зоны 8, так что канал 14, который он ограничивает, расположен приблизительно под этим самым выступом 12, задний конец 12а которого предпочтительно контактирует с передней кромкой 10 крыла. Таким образом, образуемый выступом 12 канал 14 воздушного потока направляет воздушный поток по направлению к нижней части крыла 2, что более ясно видно на фиг.3.
Для образования этого бокового выступа 12, проходящего вдоль передней зоны 8, например, по существу параллельно направлению Х или по слегка изогнутой линии (не показано), предусмотрена первая боковая поверхность 16, обращенная к корневой части крыла и имеющая вогнутый участок, по меньшей мере частично участвующий в образовании этого бокового выступа, как ясно видно на фиг.3 и 4. В связи с этим следует отметить, что вогнутый участок первой боковой поверхности 16 может проходить по направлению к задней части за пределы передней зоны 8, показанной на фиг.2, и, следовательно, ниже нижней поверхности крыла 2.
Основное преимущество от наличия выступа 12, который может быть выполнен в виде кромки, выдающейся в направлении к корневой части крыла и проходящей от передней кромки 10 вдоль передней зоны 8, состоит в том, что воздушный поток, протекающий от переднего конца первой боковой поверхности 16, более не подвержен воздействию поперечного паразитного потока, поскольку он плавно обтекает эту первую поверхность 16 за счет бокового выступа 12, предотвращающего его отклонение по направлению к передней кромке стойки крепления, и, следовательно, направляющего его в канал 14.
Как будет более подробно описано ниже, выступ 12 начинается от очень небольшого переднего конца, сохраняющего аэродинамическую непрерывность с частью переднего конца зоны 8, и затем постепенно увеличивается по мере приближения к своему заднему концу 12а, контактирующему с передней кромкой 10 крыла. Иными словами, величина бокового выступа 12 увеличивается в направлении к корневой части крыла по мере приближения к передней кромке 10 крыла. Таким образом, между этими двумя передним и задним концами выступ 12 с размером, увеличивающимся по мере приближения к задней части, имеет свободную боковую кромку, то есть свою кромку, обращенную к корневой части крыла и составляющую боковой конец выступа с закругленной формой, способствующей хорошему аэродинамическому течению.
Как показано на фиг.5, выступ 12 проходит на длину «l», предпочтительно составляющую по меньшей мере 60% от длины «L» передней зоны стойки крепления, причем эти две длины берутся вдоль продольной оси 20 стойки, предпочтительно параллельной направлению Х и проходящей через переднюю концевую точку 22 зоны 8, причем эта ось 20 обычно совпадает с продольной осью 5 реактивного двигателя. Как указано ранее, выступ 12 начинается от переднего конца 12b, который находится позади точки 22, в то время как его задний конец 12а закреплен на передней кромке 10 крыла. Указанный выше диапазон в процентах может быть расширен до диапазона от 50% до 100% согласно применяемым аэродинамическим требованиям.
Как указано выше и как показано на фиг.5, выступ 12 расположен в верхней части зоны 8 между первой боковой поверхностью 16 этой зоны и ее верхней поверхностью 24 и выдается по направлению к корневой части крыла на величину, увеличивающуюся по мере продвижения от его переднего конца 12b к заднему концу 12а.
Более подробно форма выступа может быть пояснена с помощью фиг.6а-6с.
Как показано на фиг.6а, передняя зона 8 в области переднего конца, не содержащей выступ 12, имеет в поперечном участке наружную поверхность традиционной конструкции, а именно две боковые поверхности 16 и 26, практически плоские в основании и выпуклые на верхних концах, соединенных посредством верхней поверхности 24 выпуклой и/или плоской формы.
Затем, вблизи переднего конца 12b выступа 12 зона 8 имеет наружную поверхность, верхняя часть которой имеет закругленный выступ, образующий выступ 12, причем этот практически поперечный выступ направлен к корневой части крыла. Как ясно видно на фиг.6b, выступ образован совместно с по меньшей мере частично вогнутым верхним участком первой боковой поверхности 16 и с боковым участком верхней поверхности 24, который имеет выпуклую форму и обращен к корневой части крыла.
Выступ 12 затем выдается на довольно небольшую величину LS в направлении Y между двумя параллельными прямыми линиями, проходящими соответственно через прямую начальную часть плоскости 16 и через боковую конечную точку выступа, видную на сечении. Следует отметить, что изогнутая форма выступа ясно отображает закругленную форму, желательную для свободной боковой кромки выступа, как уже указывалось ранее.
И наконец, вблизи заднего конца 12а выступа 12 зона 8, показанная в поперечном сечении, имеет наружную поверхность, верхняя часть которой имеет закругленный выступ, образующий выступ 12, причем этот практически поперечный выступ также ориентирован по направлению к корневой части крыла. Как показано на фиг.6с, выступ образован совместно с по меньшей мере частично вогнутым верхним участком первой боковой поверхности 16 и с боковым участком верхней поверхности 24, имеет выпуклую форму и обращен к корневой части крыла. С другой стороны, выступ 12 выдается здесь на довольно большую величину Ls в направлении Y между двумя параллельными прямыми линиями, проходящими, соответственно, через прямую начальную часть плоскости 16 и через боковую конечную точку выступа, видную на этом новом сечении.
Разумеется, между этими последними двумя участками выступ, образующий боковой выступ 12, имеет постепенно увеличивающуюся величину.
И наконец, другая боковая поверхность стойки крепления 4, именуемая второй боковой поверхностью 26, предпочтительно имеет форму и конструкцию, идентичные известным конструкциям.
Разумеется, специалисты в данной области техники могут вносить различные изменения в компоновку крыла согласно изобретению, которое было описано здесь исключительно в виде неограничивающего примера. В частности, хотя изобретение было описано в отношении стойки крепления на самолете с двумя двигателями, оно может быть также использовано и в отношении внутренней стойки крепления на самолете с четырьмя двигателями и, возможно, в отношении наружной стойки на самолете с четырьмя двигателями.
Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно - крылу самолета со стойкой крепления двигателя и самолету, снабженному таким крылом. Крыло самолета имеет концевую (2b) и корневую (2а) части с расположенной под крылом стойкой (4) крепления двигателя. При этом передняя зона (8) стойки крепления выдается вперед относительно передней кромки (10) крыла (2). В передней зоне (8) на стойке крепления (4) выполнен боковой выступ (12), выступающий в направлении корневой части (2а) крыла (2) и ограничивающий боковой канал (14) воздушного потока. Задний конец (12а) выступа контактирует с передней кромкой (10) крыла, а величина (Ls) указанного бокового выступа (12) в направлении к корневой части (2а) крыла возрастает по мере продвижения от его переднего конца (12b) к его заднему концу (12а). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств самолета. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.
1. Крыло самолета, имеющее концевую (2b) и корневую (2а) части, с расположенной под крылом по меньшей мере одной стойкой (4) крепления двигателя, передняя зона (8) которой выдается вперед относительно передней кромки (10) крыла (2), отличающееся тем, что в указанной передней зоне (8) на стойке крепления (4) выполнен боковой выступ (12), выступающий в направлении корневой части (2а) крыла (2) и ограничивающий боковой канал (14) воздушного потока, причем задний конец (12а) этого выступа контактирует с передней кромкой (10) крыла, а величина (Ls) указанного бокового выступа (12) в направлении к корневой части (2а) крыла возрастает по мере продвижения от его переднего конца (12b) к его заднему концу (12а).
2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что указанный боковой выступ (12) имеет свободную боковую скругленную кромку, проходящую от его переднего конца (12b) до заднего конца (12а).
3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что на стойке крепления (4) имеется первая боковая поверхность (16), направленная к корневой части (2а) крыла, причем эта первая боковая поверхность (16) содержит вогнутый участок, по меньшей мере частично формирующий указанный боковой выступ (12).
4. Крыло по п.1, отличающееся тем, что указанный боковой выступ (12) расположен в верхней части передней зоны (8) стойки крепления и выполнен с возможностью направления воздушного потока в указанный боковой канал (14) под крылом.
5. Крыло по п.1, отличающееся тем, что указанный боковой выступ (12) в плане выступает по меньшей мере на 60% длины указанной передней зоны (8) стойки крепления, измеренной вдоль продольной оси (20) стойки, проходящей через ее переднюю концевую точку (22).
6. Крыло по п.1, отличающееся тем, что содержит две стойки (4) крепления двигателя самолета, в передней зоне (8) каждой из которых имеется боковой выступ (12)
7. Самолет, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере одно крыло по любому из пп.1-6.
| РАССЕИВАТЕЛЬ СВЕТА | 1995 |
|
RU2144688C1 |
| WO 9517334 А, 29.06.1995 | |||
| US 4643376 А, 17.02.1987 | |||
| КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА | 1989 |
|
SU1600214A3 |
