ТРЕУГОЛЬНОЕ КРЫЛО ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Российский патент 2013 года по МПК B64C3/10 

Изобретение относится к области авиационной техники, а более конкретно к несущим элементам сверхзвуковых летательных аппаратов, и может быть использовано преимущественно для крыльев треугольной формы при виде в плане.

Одним из основных направлений повышения летных характеристик является уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата в целом и его крыла в частности. В диапазоне сверхзвуковых скоростей полета выделяют следующие основные составляющие сопротивления: сопротивление поверхностного трения, связанное с толщиной волновое сопротивление и обусловленное созданием подъемной силы сопротивление, включающее волновую и вихревую компоненты (Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва. Машиностроение. 1983). Сопротивление трения в значительной мере зависит от площади омываемой поверхности летательного аппарата. Одним из направлений уменьшения поверхностного трения является увеличение площади поверхности крыла, на которой реализуется ламинарный пограничный слой (Laminar flow wing optimized for supersonic cruise aircraft. Patent US 0095137 A1, МПК В64С 3/10, 2011 г. Крыло со сверхзвуковым свободным ламинарным потоком (варианты) и система управления ламинарным потоком на поверхности крыла. Патент РФ 2133692, МПК В64С 3/10, 1994 г.). Для уменьшения волнового сопротивления, связанного с толщиной, применяют перераспределение объема (Methods for incorporating area rules surfaces in a supersonic aircraft. Заявка US 2005/0224640 A1, МПК В64С 1/38. Сверхзвуковой самолет. Патент РФ 2036822, МПК В64С 30/00, 1992 г.). Аэродинамическое сопротивление, на уменьшение которого направлено представленное техническое решение, связано с созданием подъемной силой и зависит главным образом от формы крыла в плане и от формы срединной поверхности крыла. С увеличением удлинения крыла вихревое сопротивление уменьшается, а волновое сопротивления возрастает. Требуется оптимальное с точки зрения минимизации сопротивления соотношение между продольными и поперечными размерами аппарата. Одним из габаритных ограничений является передний конус Маха. При этом с целью увеличения несущих свойств целесообразно использовать аппараты, имеющие близкую к треугольной форму в плане. Известен летательный аппарат с дельтавидным крылом, выполняющий продолжительный полет со сверхзвуковой скоростью (Supersonic aircraft with a delta wing. Patent US 3900178, МПК В64С 30/00, 1975 г. Supersonic aircraft with the engines disposed under the delta wing middle portion. Patent US 3955781, МПК В64С 30/00, 1976 г.).

В случае треугольного крыла связанное с созданием подъемной силы сопротивление слабо зависит от удлинения на режимах, соответствующих аэродинамически сверхзвуковым передним кромкам (составляющая скорости, нормальная к передней кромке, больше скорости звука), и резко увеличивается при уменьшении удлинения на режимах с аэродинамически дозвуковыми передними кромками (дозвуковая составляющая скорости по нормали к передней кромке). При этом, чем меньше удлинение крыла, тем значительнее выигрыш по сопротивлению при заданной подъемной силе, достигаемый посредством конической крутки срединной поверхности. Переход к пространственной деформации крыла не дает заметного улучшения аэродинамических характеристик (Коган М.Н. О телах минимального сопротивления в сверхзвуковом потоке газа. ПММ. 1957. Т.21. Вып.2. Smith J.H.B., Mangler K.W. The use of conical camber to produce flow attachment at the leading edge of a delta wing and to minimise lift-dependent drag at sonic and supersonic speeds. Aeronaut. Res. Council. Rept. and Mem. No. 3289. 1957).

Для обеспечения требуемых аэродинамических характеристик на различных режимах полета применяют устройства, изменяющие кривизну несущих элементов летательного аппарата. Это могут быть как механизмы, отклоняющие элементы в окрестности кромок крыла (Delta wing with lift enhancing flap. Patent US 5062595, МПК В64С 23/06, 1991 г. Hypersonic waverider variable leading edge flaps. Patent US 6634594, МПК В64С 3/10, 2003 г.), так и механизмы, деформирующие крыло и фюзеляж. Известен летательный аппарат, имеющий треугольную форму в плане и отличающийся изменяемой кривизной несущей поверхности (Delta-shaped aircraft with variable camber fuselage and wing. Patent US 2000/6129308, МПК В64С 3/48, 2000 г.). Отклонение передней кромки крыла наиболее эффективно в диапазоне дозвуковых скоростей. Недостатками применения крыльев с изменяемой кривизной поверхности являются увеличение веса крыла и уменьшение полезного объема. В случае летательных аппаратов, выполняющих продолжительный крейсерский полет, можно использовать крылья с фиксированной кривизной. Известно крыло, сформированное на базе неплоской срединной поверхности (Скоростное стреловидное крыло. Патент РФ №2228282, МПК В64С 3/14, 2002 г.). Данное крыло позволяет увеличить максимальное балансировочное аэродинамическое качество в дозвуковом диапазоне скоростей. Известен сверхзвуковой самолет с пониженным уровнем звукового удара, содержащий крыло, корневая часть которого имеет большую V-образность, чем консольная часть (Летательный аппарат (варианты). Патент РФ №2212360 С1, МПК В64С 30/00, 2002 г.). Однако такое крыло не обеспечивает снижения сопротивления, связанного с подъемной силой.

Прототипом предлагаемого изобретения является крыло, нижняя и верхняя поверхности которого специальным образом спрофилированы с целью уменьшения аэродинамического сопротивления (Natural flow wing. Patent US 5112120, МПК В64С 3/10, 1992 г.). Существенные признаки прототипа, совпадающие с существенными признаками предлагаемого технического решения, заключаются в том, что крыло имеет стреловидность (в частном случае имеет треугольную форму), выполнено с неплоской срединной поверхностью и может применяться в сверхзвуковом диапазоне скоростей. Требуемая кривизна нижней и верхней поверхностей достигается изменением положения линий максимальной толщины крыла. По сравнению с крылом, имеющим плоскую срединную поверхность, уменьшаются области неблагоприятного распределения аэродинамической нагрузки. Уменьшение сопротивления обеспечивается увеличением наклона верхней поверхности в окрестности передней кромки, где формируется область пониженного давления, и уменьшением наклона поверхности в центральной части крыла с равномерным распределением нагрузки.

Однако нижняя и верхняя поверхности указанного крыла построены по отдельности, без учета взаимного влияния течения с наветренной и подветренной стороны крыла. Данный подход несправедлив в случае крыльев с дозвуковыми передними кромками. Именно такие крылья представляют наибольший интерес для практического использования. Кроме того, отклонение срединной поверхности от базовой плоскости крыла ограничено толщиной крыла. Чем тоньше крыло, тем меньше деформация срединной поверхности. Кромки крыла незначительно отклоняются от базовой плоскости крыла. Необходим комплексный анализ особенностей течения на наветренной и подветренной стороне крыла и устранение геометрических ограничений, что достигается построением непосредственно срединной поверхности крыла.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка высокоэффективного сверхзвукового летательного аппарата с треугольным крылом, обеспечивающим уменьшение аэродинамического сопротивления при сохранении подъемной силы.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в треугольном крыле для сверхзвуковых летательных аппаратов, имеющем вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность, срединная поверхность крыла выполнена из четырех элементов, два из которых примыкают к плоскости симметрии и имеют выпуклую в подветренную сторону эллиптически коническую форму, а два других примыкают к передним кромкам, имеют плоскую форму и гладко состыкованы с эллиптически коническими элементами вдоль выходящих из вершины крыла лучей. Срединная поверхность выражена в виде следующей математической зависимости

$$Y=\{\begin{array}{l}A\left(\sqrt{{\left(\frac{X}{tg\chi }\right)}^2-\frac{Z^2}{C}}-\frac{X}{tg\chi }\right)+B\left|Z\right|,\left|Z\right|\le C\frac{X}{tg\chi }\hfill \\ A\left(\frac{\frac{X}{tg\chi }-\left|Z\right|}{\sqrt{1-C}}-\frac{X}{tg\chi }\right)+B\left|Z\right|,C\frac{X}{tg\chi }\le \left|Z\right|\le \frac{X}{tg\chi }\hfill \end{array}$$

Здесь ордината Y - расстояние до плоскости, перпендикулярной к плоскости симметрии и проходящей через центральную хорду, продольная координата Х - расстояние до плоскости, перпендикулярной к центральной хорде и проходящей через вершину крыла, боковая координата Z - расстояние до плоскости симметрии. Положительные значения ординаты Y соответствуют смещению срединной поверхности в подветренную сторону, продольная координата изменяется в пределах 0≤Х≤L, боковая координата ограничена по абсолютной величине $$\left|Z\right|\le \frac{X}{tg\chi }$$ , L - длина крыла, χ - угол стреловидности по передней кромке. Геометрические параметры А, В, С определяют кривизну, V-образность и относительные размеры элементов срединной поверхности. Значения геометрических параметров выбираются из условия минимизации сопротивления при сохранении подъемной силы крыла. Установлены следующие диапазоны изменения геометрических параметров: 0<A≤1, 0≤B≤1, 0.4≤С≤0.9.

Изобретение поясняется фиг.1-4.

На фиг.1 показана плоская срединная поверхность крыла треугольной формы в плане и оси системы координат.

На фиг.2 показана неплоская срединная поверхность крыла.

На фиг.3 представлено распределение давления в поперечном сечении крыла при М_∞=2, χ=60°.

На фиг.4 представлено распределение давления в поперечном сечении крыла при М_∞=4, χ=75°.

Геометрические параметры срединной поверхности 1 крыла задаются в связанной с ним системе координат (фиг.1). Начало координат совмещено с вершиной крыла 2, ось Х направлена вдоль центральной хорды 3 вниз по потоку, ось Y находится в плоскости симметрии и направлена в подветренную сторону, ось Z направлена по правой при виде спереди половинке крыла и вместе с осью Х определяет базовую плоскость Y=0. Проекция срединной поверхности 1 на базовую плоскость определяется углом стреловидности χ по передней кромке 4. Угол атаки α определяется как угол между вектором скорости V_∞ набегающего потока и центральной хордой 3.

Предлагаемое треугольное крыло имеет неплоскую срединную поверхность 1 (фиг.2). Каждая половинка срединной поверхности 1 образована двумя элементами: элементом эллиптического конуса 5 и плоским элементом 6, гладко стыкующимися вдоль выходящего из вершины крыла 2 луча 7. В проекции на базовую плоскость крыла оба элемента имеют треугольную форму. Половинки срединной поверхности 1 выпуклы в подветренную сторону.

Обтекание и аэродинамические характеристики крыльев с плоской и неплоской конической срединной поверхностью 1 исследованы в рамках системы уравнений Эйлера. Рассмотрены следующие комбинации определяющих параметров, числа Маха набегающего потока и угла стреловидности по передней кромке 4: М_∞=2, χ=60° и М_∞=4, χ=75°. Угол атаки крыла определялся из условия достижения коэффициента подъемной силы с_у=0.1, при вычислении которого в качестве характерной площади принималась площадь проекции крыла на базовую плоскость. В обоих случаях крылья имеют аэродинамически дозвуковые передние кромки.

Рассчитаны поля течения в поперечной плоскости X=const. Линии равных значений давления в долях давления набегающего потока показаны на фиг.3 для крыла с плоской (слева) и с неплоской (справа) срединными поверхностями 1 для случая М_∞=2, χ=60° (изобары даны с шагом 0.05). На фиг.4 изобары представлены для случая М_∞=4, χ=75° (изобары даны с шагом 0.1). Передние кромки крыльев обтекаются с отошедшим скачком уплотнения. В окрестности кромок на подветренной стороне поток ускоряется в веере волн разрежения. Переход к неплоской срединной поверхности 1 сопровождается снижением аэродинамической нагрузки в окрестности передних кромок 4 крыла. Перераспределение давления происходит как на поверхности крыла, так и в ударном слое. Ослабляется поперечный скачок уплотнения на подветренной стороне крыла. В целом на крыльях с неплоской срединной поверхностью 1 давление распределено более равномерно вдоль размаха по сравнению с плоскими крыльями.

Основная интегральная характеристика - связанное с образованием подъемной силы сопротивление крыла. По данной характеристике в обоих рассмотренных случаях получены близкие результаты. Уменьшение сопротивления при фиксированной подъемной силе составило около 8%.

Существенные отличительные признаки предлагаемого технического решения заключаются в том, что срединная поверхность крыла образуется элементами плоскостей и поверхностей эллиптических конусов. При этом элементы крыла состыкованы вдоль лучей, выходящих из вершины крыла.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков достигается следующий технический результат - использование несущих элементов со срединной поверхностью, образованной плоскостями и эллиптическими конусами, снижает аэродинамическое сопротивление при сохранении подъемной силы.

Предложенное техническое решение может найти применение при изготовлении и модернизации несущих элементов сверхзвуковых летательных аппаратов, преимущественно треугольных крыльев.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые примыкают к плоскости симметрии и имеют выпуклую в подветренную сторону эллиптически коническую форму, и двух элементов, которые примыкают к передним кромкам, имеют плоскую форму и гладко состыкованы с эллиптически коническими элементами вдоль выходящих из вершины крыла лучей. Срединная поверхность выражена в виде математической зависимости. Технический результат - уменьшение аэродинамического сопротивления при сверхзвуковой скорости полета. 4 ил.

Треугольное крыло для сверхзвуковых летательных аппаратов, имеющее вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность, отличающееся тем, что срединная поверхность выполнена из четырех элементов, два из которых примыкают к плоскости симметрии и имеют выпуклую в подветренную сторону эллиптически коническую форму, а два других примыкают к передним кромкам, имеют плоскую форму и гладко состыкованы с эллиптически коническими элементами вдоль выходящих из вершины крыла лучей, при этом срединная поверхность математически выражена в виде зависимости
$$Y=\{\begin{array}{l}A\left(\sqrt{{\left(\frac{X}{tg\chi }\right)}^2-\frac{Z^2}{C}}-\frac{X}{tg\chi }\right)+B\left|Z\right|,\left|Z\right|\le C\frac{X}{tg\chi }\hfill \\ A\left(\frac{\frac{X}{tg\chi }-\left|Z\right|}{\sqrt{1-C}}-\frac{X}{tg\chi }\right)+B\left|Z\right|,C\frac{X}{tg\chi }\le \left|Z\right|\le \frac{X}{tg\chi }\hfill \end{array}$$
где Y - расстояние до плоскости, перпендикулярной к плоскости симметрии и проходящей через центральную хорду, X - расстояние до плоскости, перпендикулярной к центральной хорде и проходящей через вершину крыла, Z - расстояние до плоскости симметрии, положительные значения ординаты Y соответствуют смещению срединной поверхности в подветренную сторону, продольная координата изменяется в пределах 0≤X≤L, боковая координата ограничена по абсолютной величине $$\left|Z\right|\le \frac{X}{tg\chi }$$ , L - длина крыла, χ - угол стреловидности по передней кромке, а геометрические параметры определяющие кривизну, V-образность и относительные размеры элементов срединной поверхности изменяются в диапазонах 0<А≤1, 0≤В≤1, 0,4≤С≤0,9.