ВЫСОКОЭФФЕКТИВНОЕ СВЕРХЗВУКОВОЕ КРЫЛО С ЛАМИНАРНЫМ ПОТОКОМ Российский патент 2013 года по МПК B64C3/10 B64C30/00 B64C7/00 B64C9/18 B64C9/24 

Уровень техники изобретения

Изобретение в целом относится к эффективным конфигурациям крыльев сверхзвукового летательного аппарата с ламинарным обтеканием. Более точно, оно относится к усовершенствованиям в следующих областях конфигурации:

a) наплыв,

b) скошенная законцовка крыла,

c) сопряжение наплыва крыла с обратным зализом,

d) внутренний предкрылок,

e) гибридный плоский разрезной закрылок.

Некоторые патенты США, выданные Ричарду Трейси, раскрывают крыло с ламинарным обтеканием для эффективного сверхзвукового полета (#5,322,242, #5,518,204, #5,897,076 и #6,149,101). Последние усовершенствования привели к пяти улучшениям, дающим принципиальное преимущество низкоскоростных характеристик летательного аппарата, использующего крыло. Крыло, описанное в предыдущих патентах Трейси, имеет острый видоизмененный двояковыпуклый аэродинамический профиль, со стреловидностью передней кромки менее чем приблизительно 30 градусов, для того чтобы поддерживать присоединенный скачок уплотнения в режиме сверхзвукового крейсерского полета, и отношение толщины к хорде (t/c) приблизительно 2% или меньше в качестве среднего значения вдоль размаха крыла на большей части крыла. Последнее исключает зону возле внутреннего конца, которая может быть более толстой, вплоть до t/c приблизительно 4% в сочетании с выполнением правила площадей фюзеляжа.

Есть несколько уникальных характеристик сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием, которые представляют собой проблемы, особенно при низкоскоростном полете. Таковые включают в себя его острую переднюю кромку, которая вызывает «пузыри» срыва под почти любым углом атаки при дозвуковом полете, его крайне тонкий аэродинамический профиль, который сообщает избыточную собственную массу конструкции, так как увеличено соотношение геометрических размеров, и нестреловидную переднюю кромку, которая ограничивает эффективность «выполнения правила площадей» тела крыла для минимизации сверхзвукового волнового сопротивления. Эти (и другие характеристики) уникальны для сверхзвукового ламинарного крыла и по существу подавляются заявленными в материалах настоящей заявки усовершенствованиями, действующими, по отдельности или вместе, в комбинации с этим типом крыла.

Сущность изобретения

Два из таких усовершенствований используют признаки, которые были использованы в конструкции летательного аппарата, но не в соединении с рассматриваемым сверхзвуковым крылом с ламинарным обтеканием. Таковыми являются «наплыв» и «скошенная» законцовка. Три дополнительных признака уникальны для сверхзвукового ламинарного крыла. Таковыми являются «обратный зализ», развертываемый закрылок на внутреннем конце передней кромки и система гибридного плоского разрезного закрылка. Все пять описаны ниже.

Наплыв

Наплыв является высоко стреловидной частью крыла между фюзеляжем и внутренним концом нестреловидной основной консоли крыла. Передняя кромка наплыва предпочтительно является стреловидной впереди крыла до пересечения с фюзеляжем, а его задняя кромка может быть продолжением внешней задней кромки крыла, или может быть стреловидной дальше назад до пересечения фюзеляжа. Передняя кромка предпочтительно является стреловидной больше, чем угол Маха на максимальной сверхзвуковой крейсерской скорости, чтобы иметь «сверхзвуковую ведущую кромку». Это условие обеспечивает неприсоединенный скачок уплотнения и дает возможность передней кромке наплыва быть до некоторой степени притупленной и изогнутой для меньшего сверхзвукового аэродинамического сопротивления, и возможность увеличенной подъемной силы крыла на низкой скорости, или его максимального «коэффициента подъемной силы».

Наплыв выполняет несколько функций, в дополнение к увеличению максимальной подъемной силы в настоящей заявке, наряду с благоприятным влиянием на летные качества сверхзвукового крейсерского полета. Таковые являются следующими: 1. Увеличивает размах крыла для улучшенной эффективности подъемной силы с меньшей избыточной собственной массой конструкции, 2. Улучшает продольное распределение площади поперечного сечения фюзеляжа и крыла для более низкого сверхзвукового волнового сопротивления, 3. Обеспечивает дополнительный объем для топлива в передней части летательного аппарата, 4. Создает вихрь под умеренными и большими углами атаки при дозвуковом полете, который стремится удерживать поток привязанным к верхней поверхности внутреннего крыла для лучшей подъемной силы и качества потока воздухозаборника двигателя, 5. Помогает поддерживать ламинарное обтекание внутренней части крыла, и 6. Обеспечивает конструктивные подкрепления корпуса для монтажа шасси и пространство для уборки шасси.

Скошенная законцовка

«Скошенная законцовка» является боковой кромкой с высокой стреловидностью, или законцовкой крыла, у крыла, которое может иметь острую или слегка притупленную кромку до тех пор, пока она имеет большую стреловидность, чем угол Маха на максимальной крейсерской скорости. Законцовка добавляет два важных атрибута типу рассматриваемого крыла.

Она прибавляет размах крыла и, таким образом, соотношение размеров без настолько больших связанных вызывающих аэродинамическое сопротивление смоченной площади и конструктивного изгиба, как были бы с традиционной закругленной или притупленной законцовкой. Более важно, при низкоскоростном полете, она формирует «закручивающийся» вихрь при вплоть до умеренных углах атаки, который остается привязанным к верхней поверхности законцовки крыла. Привязанный вихрь законцовки задерживает рост пузыря срыва передней кромки и являющейся результатом потери подъемной силы по наружной части крыла. Это, в свою очередь, увеличивает максимальную подъемную силу крыла и препятствует, или задерживает, внутреннее перемещение вихря законцовки, связанного с потерей подъемной силы внешнего крыла. Результатом является более низкая производная скоса потока вниз с углом атаки выше горизонтального хвостового оперения, обеспечивающая большую продольную устойчивость и пониженную склонность к задиранию носа.

Обратный зализ

Сопряжение крыла-наплыва (или крыла-фюзеляжа) на большинстве летательных аппаратов подвергается тонкой обработке в виде «зализанной» или вогнутой поверхности, плавно сопрягающейся с поверхностями крыла и фюзеляжа. Этот зализ обычно связан с вогнутой кривой на виде сверху между передней кромкой и фюзеляжем.

Для крыла с ламинарным обтеканием, необходимость избегания чрезмерного поперечного потока приповерхностного слоя может быть очень требовательной на сопряжении передней кромки крыла с наплывом (или фюзеляжем), так как большой скос потока вверх на сопряжении является причиной волн Маха (колебаний давления) и локально более высоких хордообразных градиентов давления на поверхности крыла. Эти эффекты могут вызывать локально критические уровни поперечных потоков приповерхностного слоя, которые, в свою очередь, могут дестабилизировать ламинарный поток на существенной части внутреннего крыла, давая в результате турбулентный приповерхностный слой и более высокое сопротивление приповерхностного трения. Однако, посредством изготовления профиля передней кромки выпуклым на спряжении наплыва (или фюзеляжа), с тем чтобы устранить или даже слегка обратить стреловидность локально на сопряжении наплыва, поперечные потоки могут уменьшаться до ниже критических уровней, и переход в турбулентность существенно уменьшается.

Внутренний предкрылок

Вторым следствием сильного скоса потока вверх возле сопряжения передней кромки с наплывом (или фюзеляжем), в сочетании с острой передней кромкой, является преждевременный рост «пузыря» срыва передней кромки, приводящий к ранней потере подъемной силы на внутренней части крыла. Это имеет следствием сдерживание максимальной подъемной силы большими углами атаки. Предкрылки полного размаха могут задерживать формирование и рост «пузыря» передней кромки, но такие устройства механически трудно выполнимы с очень тонкой острой передней кромкой ламинарного крыла, и требовательны, если не невозможны, для реализации без какого бы то ни было поверхностного зазора или помехи, которые препятствовали бы ламинарному потоку.

Более практичным решением является предкрылок, тянущийся только по внутренним 15%, или около этого, от размаха консоли крыла ближе к борту наплыва или фюзеляжа. Специализированными испытаниями было показано, что такое устройство, например, закрылок Крюгера, тянущийся впереди передней кромки, должно быть очень эффективным на этом типе крыла. Он может развертываться от наплыва (или фюзеляжа) с минимумом механизации передней кромки различными средствами, такими как перемещение закрылка вбок из полости в наплыве (или фюзеляже), или посредством его поворота вокруг вертикальной оси поворота из походного положения на наплыве (или фюзеляже).

Гибридный плоский-разрезной закрылок

Тонкое крыло с ламинарным обтеканием не приспособлено для многоэлементных щелевых закрылков, щелевых выдвижных закрылков или даже «выдвижных» щитков, вследствие нехватки внутреннего пространства и нежелательности внешних шарниров и поводков. По этим причинам, плоский шарнирный закрылок задней кромки является наиболее практичным подходом. Однако, приращение подъемной силы, которое может формироваться, особенно крылом с острой передней кромкой, ограничено разделением верхней поверхности закрылка.

Простой разрезной закрылок (отклоняется только нижняя поверхность) имеет слегка более высокую возможность максимальной подъемной силы, чем плоский закрылок, но с ухудшенным аэродинамическим сопротивлением. В любом случае, разрезной закрылок не был бы совместимым с необходимостью в небольших величинах отклонения закрылка для эффективного дозвукового и околозвукового крейсерского полета, которая требуется для большинства применений ламинарного сверхзвукового крыла.

Для этого типа крыла, гибридная комбинация разрезного и плоского закрылка предлагает уникальные преимущества. Гибридный разрезной закрылок выполнен с такой возможностью, что часть нижней поверхности закрылка может отклоняться вниз относительно плоского закрылка. Ось шарнира разрезного закрылка может быть расположена вместе с шарниром плоского закрылка или, предпочтительно, расположена сзади него, около средней хорды плоского закрылка. Когда отклонен, разрезной закрылок препятствует разделению на верхней поверхности плоского закрылка, понижая давление в спутной струе и уменьшая положительный градиент давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. Поскольку внешние части плоского закрылка наиболее уязвимы для такого разделения, разрезной закрылок также смягчает концевой срыв потока и повышенный скос потока вниз, которые были бы результатом, как описано выше в связи со скошенной законцовкой.

Описание чертежей

Фиг. 1 в материалах настоящей заявки показывает крыло, наплыв, закрылок и предкрылок сверхзвукового летательного аппарата;

фиг. 2 - вид сверху сверхзвукового крыла, показывающий местоположения конструкции закрылка фиг. 3; и

фиг. 3 - вид в разрезе аэродинамического профиля крыла у сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием, показывающий заднюю кромку и конструкции внутренних предкрылков.

Подробное описание

На чертежах, предпочтительный сверхзвуковой летательный аппарат 10 имеет фюзеляж 11, тонкое крыло 12 с ламинарным обтеканием, включающее в себя левую и правую секции 12a и 12b крыла, реактивные двигатели 13, плотно прилегающие к противоположным боковым сторонам фюзеляжа, и хвост 14.

Наплыв показан позицией 15, в качестве части крыла с высокой стреловидностью между фюзеляжем 11 и внутренним концом 16 основной консоли крыла с низкой стреловидностью. Другие характеристики наплыва упомянуты выше.

Скошенная законцовка каждой секции крыла показана позицией 17 и имеет характеристики, которые упомянуты выше.

Конфигурация обратного зализа для каждой передней кромки сопряжения наплыва-фюзеляжа показана позицией 19 и имеет характеристики, которые упомянуты выше.

Внутренний предкрылок показан для каждой секции крыла позицией 18 и имеет характеристики, которые указаны выше, и может иметь связь с полостями в фюзеляже или наплыве.

Гибридный плоский разрезной закрылок, для каждой секции крыла, предусмотрен позицией 21 и имеет характеристики, которые упомянуты выше, и включает в себя плоский закрылок 21a и разрезной закрылок 21b. Подходящие силовые приводы для закрылков указаны схематически позицией 35 и могут иметь связанные полости в фюзеляже или наплыве. Ось шарнира для 21b обозначена позицией 21c. На фиг. 3, ось шарнира для разрезного закрылка может быть совместно расположена на или сзади 21c, относительно плоского закрылка 21a.

На фиг. 3, плоский закрылок 21a отклоняется вниз под первым углом относительно плоскости, по существу совпадающей с плоскостью воздушного потока, а разрезной закрылок 21b отклоняется на второй угол относительно упомянутой плоскости, где второй угол превышает первый угол.

Подобные взаимные расположения существуют в тех случаях, когда ось шарнира для разрезного закрылка совместно расположена на 21c.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Усовершенствованная конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием на летательном аппарате, упомянутая конструкция крыла включает в себя гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом, содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол, и по меньшей мере одно или более из следующего:
a) наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла,
b) скошенную законцовку крыла,
c) обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла,
d) внутренний предкрылок, тянущийся на менее чем приблизительно 15% от размаха консоли крыла,
e) упомянутый гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла.

2. Конструкция по п.1, в которой упомянутый гибридный плоский разрезной закрылок находится на задней кромке крыла и имеет одно из следующего:
i) ось шарнира разрезного закрылка, расположенную совместно с осью шарнира плоского закрылка,
ii) ось шарнира разрезного закрылка, расположенную сзади от оси шарнира плоского закрылка.

3. Конструкция по п.1, имеющая в комбинации следующее:
a) наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла,
b) обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла.

4. Конструкция по п.3, в которой наплыв имеет:
i) притупленную переднюю кромку,
ii) кривизну.

5. Конструкция по п.3 или 4, в которой упомянутый обратный зализ имеет выпуклый профиль передней кромки.

6. Конструкция по п.1, в которой упомянутое крыло имеет внутренний предкрылок, тянущийся на менее чем приблизительно 15% от размаха внутренней консоли крыла.

7. Конструкция по п.1, дополнительно имеющая в комбинации следующее:
a') наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла,
b') скошенную законцовку крыла,
c') обратный зализ на сопряжении наплыва с передней кромкой крыла,
d') при имеющемся размахе консоли крыла снаружи фюзеляжа или наплыва, и включающая в себя предкрылок, тянущийся на менее чем приблизительно 15% от внутренней протяженности упомянутого размаха консоли крыла,
e') упомянутый плоский закрылок, который имеет заднюю конечную кромку, а упомянутый разрезной закрылок проходит назад от самого переднего местоположения шарнира, ближайшего к средней хорде упомянутого плоского закрылка, и вперед от упомянутой конечной кромки.

8. Конструкция по п.7, в которой наплыв имеет стреловидность передней кромки, большую, чем угол Маха на максимальной сверхзвуковой скорости летательного аппарата.

9. Конструкция по п.7, в которой скошенная законцовка крыла имеет
i) большую стреловидность, чем угол Маха на максимальной крейсерской скорости сверхзвукового летательного аппарата.

10. Конструкция по п.7, в которой упомянутый обратный зализ имеет выпуклый профиль передней кромки на упомянутом сопряжении.

11. Конструкция по п.10, в которой упомянутый гибридный плоский разрезной закрылок является закрылком задней кромки и имеет следующее:
i) ось шарнира плоского закрылка,
ii) ось шарнира разрезного закрылка, расположенную сзади от оси шарнира плоского закрылка.

12. Конструкция по п.7, в которой упомянутый обратный зализ имеет выпуклый профиль передней кромки на упомянутом сопряжении.

13. Конструкция по п.7, в которой упомянутый внутренний предкрылок расположен для развертывания
i) около поворотной оси, связанной с наплывом или фюзеляжем.

14. Конструкция по п.7, в которой упомянутый гибридный плоский разрезной закрылок является закрылком задней кромки и имеет следующее:
i) ось шарнира плоского закрылка,
ii) ось шарнира разрезного закрылка, расположенную сзади от оси шарнира плоского закрылка.

15. Конструкция по п.7, в которой упомянутый внутренний предкрылок расположен для развертывания от одного из следующих:
i) ниши в наплыве или фюзеляже,
ii) около поворотной оси, связанной с наплывом или фюзеляжем.

16. Конструкция по п.7, в которой плоский закрылок имеет ось шарнира, упомянутый разрезной закрылок имеет ось шарнира, и упомянутые оси шарнира расположены совместно.

17. Конструкция по п.7, в которой крыло имеет стреловидность передней кромки менее чем приблизительно 30°.