Крыло самолета Российский патент 2018 года по МПК B64C3/50 B64C21/02 

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к крыльям самолетов дозвуковых скоростей.

На режимах взлета и посадки самолета, вследствие уменьшения скорости полета, максимальная подъемная сила крыла значительно уменьшается. Для увеличения максимальной подъемной силы крыла на взлетно-посадочных режимах используются различные средства взлетно-посадочной механизации крыла.

В настоящее время известны и получили наибольшее практическое применение крылья самолетов с выдвижными предкрылками. Известно большое число вариантов конструктивного выполнения выдвижных предкрылков (см. М.Н. Шульженко «Курс конструкции самолетов», М.: Машиностроение. 1965, стр. 259; патент США №4360176; патент ФРГ OS 3643157; патент Великобритании №2186849).

Недостатком крыльев с выдвижными предкрылками является то, что увеличение максимальной подъемной силы крыла, достигаемое при выдвижении предкрылков, бывает недостаточным и для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик самолета, разработчикам самолета приходится увеличивать площадь крыла, что приводит к уменьшению величины аэродинамического качества и увеличению расхода топлива самолета на крейсерском режиме полета.

В настоящее время известны конструкции крыльев, дающие наибольшее увеличение максимальной подъемной силы крыла путем выдува на верхней поверхности или у задней кромки крыла высоконапорных струй воздуха, отбираемого от силовой двигательной установки самолета, (см., например, А.В. Петров «Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла». М.: ФИЗМАТЛИТ. 2011, стр. 43-53).

По техническим признакам прототипом предлагаемого изобретения является крыло, у которого на хвостовом участке основной части крыла выполнены выходы для выдува высоконапорных струй воздуха в направлении потока (А.В. Петров «Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла». М.: ФИЗМАТЛИТ. 2011, стр. 148, рис. 3.4).

Недостатком данного крыла являются большие энергетические затраты для создания высоконапорных струй воздуха и конструктивные сложности подвода сжатого воздуха от двигательной установки к месту выдува высоконапорных струй на крыле самолета.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения являются уменьшение энергетических затрат на создание воздушных струй и упрощение конструкции крыла.

Решение задачи и технический результат, достигаются тем, что в крыле самолета, включающем выдвижной предкрылок и основную часть крыла с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха, выходы внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха расположены вдоль размаха крыла на участке верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. При этом, оси внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха выполнены под углами 30°-60° к поверхности крыла и под углами 30°-60° между проекциями осей каналов на поверхность крыла и направлением потока у поверхности крыла при полете самолета. На нижней поверхности крыла также могут быть выполнены входы для забора воздуха, которые соединены внутренними каналами с выходами для выдува воздушных струй. Входы для забора воздуха могут быть расположены на носовом участке нижней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка.

Сущность предлагаемого изобретения состоит в создании вихревых жгутов на верхней поверхности основной части крыла. Для создания вихревых жгутов достаточно выдува низконапорных воздушных струй из участка верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. Создание вихревых жгутов приводит к повышению энергии пограничного слоя и задержке возникновения отрыва потока, что приводит к увеличению подъемной силы крыла при меньших энергетических затратах по сравнению с выдувом высоконапорных струй. Выполнение осей внутренних подводящих каналов на выходах на верхней поверхности крыла под углами 30°-60° к поверхности крыла и углами 30°-60° между проекциями осей на поверхность крыла и направлением потока у поверхности крыла при полете самолета позволяет получить наибольшее увеличение подъемной силы. Для упрощения конструкции крыла создание низконапорных воздушных струй со скоростным напором близким к скоростному напору набегающего потока и может быть осуществлено, например, путем перепуска воздуха с нижней поверхности носового участка основной части крыла на верхнюю поверхность. Для этого на нижней поверхности основной части крыла могут быть выполнены входы для забора воздуха, которые соединены с внутренними каналами с выходами для выдува воздушных струй.

На фиг. 1 показан схематический чертеж носовой части предлагаемого крыла и картина его обтекания при выдвинутом положении предкрылка.

На фиг. 2 показаны углы оси внутреннего подводящего канала на одном из выходов на участке верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка.

Предлагаемое крыло содержит выдвижной предкрылок 1 и основную часть крыла 2 (фиг. 1). Предкрылок в убранном положении 3 прилегает к верхней поверхности основной части крыла 2 и закрывает участок 4 верхней поверхности основной части крыла, на котором выполнены выходы 5 подводящих внутренних каналов 6 для выдува струй воздуха 7 (фиг. 1). Выходы 5 для выдува воздушных струй расположены вдоль всего размаха крыла или его части, в которой раньше всего начинает развиваться отрыв потока. Выдув струй воздуха 7 приводит к образованию в потоке вихревых жгутов 8, которые перемешивают пограничный слой и повышают его устойчивость, что приводит к задержке возникновения отрыва потока и увеличению максимальной подъемной силы крыла (фиг. 1). Для создания вихревых жгутов достаточно выдува низконапорных струй воздуха со скоростным напором близким к скоростному напору набегающего потока. Увеличение подъемной силы крыла путем выдува низконапорных струй требует значительно меньших энергетических затрат, чем при использовании высоконапорных струй. В каналов для выдува воздушных струй закрыты предкрылком и не создают дополнительного сопротивления (фиг. 1).

Как показали исследования авторов, наибольшая эффективность предлагаемого крыла может быть достигнута при выполнении осей 9 внутренних подводящих каналов на выходах на верхней поверхности крыла под углами 30°-60° к верхней поверхности крыла и под углами 30°-60° крейсерской конфигурации крыла при убранном положении предкрылка входы 5 внутренних подводящих между проекциями осей 10 подводящих каналов на поверхность крыла и направлением потока 11 у поверхности крыла при полете самолета (фиг. 2).

Для упрощения конструкции крыла, выдув низконапорных воздушных струй может быть осуществлен путем перепуска воздуха с нижней поверхности основной части крыла на его верхнюю поверхность. Для этой цели на нижней поверхности крыла 12 могут быть выполнены входы 13 для забора воздуха, которые соединены отдельными или объединенными внутренними каналами 6 с выходами 5 для выдува воздушных струй (фиг. 1). Для уменьшения длины подводящих каналов, уменьшения торможения воздушных струй и уменьшения сопротивления крыла при убранном положении предкрылка, входы 13 для забора воздуха предпочтительно располагать на носовом участке нижней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка (фиг. 1).

Предлагаемое крыло позволяет увеличивать максимальную подъемную силу крыла при выдвинутом положении предкрылка на взлетно-посадочных режимах, с меньшими затратами воздуха, отбираемого от компрессора двигателя самолета, либо обойтись без отбора воздуха от компрессора двигателя самолета.

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло самолета включает выдвижной предкрылок и основную часть крыла с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха. Выходы внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха расположены на участке верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. Оси подводящих каналов на выходах на поверхности крыла выполнены под углами 30°-60° к поверхности крыла и углами 30°-60° между проекциями осей на поверхность крыла и направлением потока у поверхности крыла при полете самолета. На нижней поверхности основной части крыла выполнены входы для забора воздуха, которые соединены каналами с выходами для выдува воздушных струй и расположены на носовом участке нижней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы при выдвинутом положении предкрылка на взлетно-посадочных режимах с меньшими затратами воздуха, отбираемого от компрессора двигателя самолета. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Крыло самолета, включающее выдвижной предкрылок и основную часть крыла, с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха, отличающееся тем, что выходы внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха расположены вдоль размаха крыла на участке верхней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка.

2. Крыло самолета по п. 1, отличающееся тем, что оси внутренних подводящих каналов на выходах на поверхности крыла выполнены под углами 30°-60° к поверхности крыла и углами 30°-60° между проекциями осей на поверхность крыла и направлением потока у поверхности крыла при полете самолета.

3. Крыло самолета по п. 1, отличающееся тем, что на нижней поверхности основной части крыла выполнены входы для забора воздуха, которые соединены внутренними каналами с выходами для выдува воздушных струй.

4. Крыло самолета по п. 3, отличающееся тем, что входы для забора воздуха расположены на носовом участке нижней поверхности основной части крыла, открываемом при выдвижении предкрылка.