УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2023 года по МПК B64C3/50 B64C3/54 B64C3/56 B64C9/26 B64C23/06 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Известно, что на режимах взлета и посадки при отклонении предкрылка возникает разрыв между фюзеляжем и предкрылком. В этой области возникает локальная зона нестационарного течения, которая приводит к ухудшению обтекания бортовой секции крыла, возникновению преждевременного локального отрыва потока при увеличении угла атаки и, как следствие, потере несущих свойств всего самолета. Для улучшения обтекания и смещения наступления отрыва на больших углах атаки в зоне сопряжения крыла и фюзеляжа используются различные устройства, такие как вихрегенераторы различного вида, удлинители предкрылка и другие элементы конструкции.

Применение устройства в виде выдвижного элемента позволяет при небольшом размере существенно изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата.

Принципы управления и конструктивные способы предотвращения отрыва потока на крыле описаны в книге: Чжен П. Управление отрывом потока. - М.: Мир, 1979, глава 4, стр. 200-304. Показано, что предотвратить локальный отрыв потока на крыле или затянуть этот процесс на большие углы атаки возможно либо с помощью предкрылков, либо вихрегенераторов, устанавливаемых на верхней поверхности крыла.

Положительный эффект от применения этих элементов достигается за счет повышения энергии в области замедленного потока или роста уровня турбулентности в сечениях крыла, расположенных за вихрегенератором.

Известен дефлектор-вихрегенератор (см. статью T.D. Ward and R.S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. of Aircraft, vol. 22, N 6, 1985 г.), выполненный в виде треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки Хпк=75°, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом ϕдвг≈-30° относительно хорды крыла.

Недостатком, который можно указать, является то, что такой дефлектор - вихрегенератор "работает" как элемент предкрылка и радикального влияния на характер срыва на крыле не оказывает.

Известен дефлектор-вихрегенератор (патент РФ №2128129. МПК В64С 23/06, опубл. 27.03.1999 г.), выполненный в виде треугольной пластины, установленной на фюзеляже или мотогондоле. Дефлектор-вихрегенератор выполнен с углом стреловидности передней кромки Хпк-70-76° и хордой bдвг=(0,5-0,6)bа, где bдвг - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом ϕдвг≈-15-20° в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны.

Однако на стреловидном крыле, образованном по сверхкритическим профилям, при использовании предкрылка течение в области стыка крыла и фюзеляжа становится более сложным, а такое техническое решение - малоэффективным.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является повышение несущих свойств летательного аппарата на режимах взлета и посадки.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата, выполнено в виде криволинейной пластины, расположенной во внутренней части предкрылка, с возможностью выдвижения вдоль передней кромки предкрылка в сторону фюзеляжа, торцевая часть пластины имеет форму эллипса, при этом размах пластины в выдвинутом положении составляет не менее 90% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем летательного аппарата.

Изобретение поясняется следующими фигурами.

На фиг. 1 изображена схема области установки устройства, вид снизу

На фиг. 2 изображена схема области установки устройства, вид спереди

На фиг. 3 изображена схема установки устройства, вид снизу

На фиг. 4 изображена картина обтекания области компоновки ЛА с выпущенным устройством

На фиг. 5 представлена расчетная зависимость изменения коэффициента подъемной силы Су от угла атаки а, для вариантов с устройством и без него

В области стыка крыла 1 и фюзеляжа 2 по передней кромке 3 из-за наличия обтекателя шасси 4, и из-за стреловидной оси поворота в отклоненном положении предкрылок 5 оставляет треугольную область между собой и фюзеляжем, показанную на рисунке 1 и 2, из-за чего в корневой части крыла формируется сильный отрыв, значительно снижающий несущие свойства самолета.

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой выдвижной элемент 6, расположенный во внутренней части предкрылка, позволяющий на режимах взлета и посадки, когда предкрылок выпущен уменьшить щель между предкрылком и фюзеляжем, что позволяет повысить коэффициент подъемной силы на режимах взлета и посадки. Устройство выполнено в виде выдвижного элемента (удлинителя) предкрылка, продленного на фюзеляж, образовано как продление части предкрылка с криволинейной торцевой частью, выполненной в форме эллипса направленной на минимизацию образования отрывных течений в области сочленения крыла и фюзеляжа.

Устройство в виде выдвижного элемента 6 установлено во внутренней части предкрылка 5, (см. фиг. 3) в виде его продолжения.

Форма выдвижного элемента задается двумя сечениями передней кромки крыла. Первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости борта фюзеляжа летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома.

Устройство выполнено в виде криволинейной пластины, расположенной во внутренней части предкрылка, с возможностью выдвижения вдоль передней кромки предкрылка в сторону фюзеляжа, торцевая часть пластины имеет форму эллипса,

Размер устройства по размаху составляет 90% расстояния между внутренним предкрылком и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета.

Устройство телескопическим образом выдвигается из предкрылка с обеспечением максимальной гладкости поверхности крыла и устройства.

Устройство работает следующим образом. При обтекании стыка крыла и фюзеляжа на режимах взлета и посадки возникают локальные зоны отрыва потока, которые при увеличении угла атаки быстро распространяются вдоль размаха крыла. При наличии устройства в виде выдвижного элемента на посадочном режимах полета самолета меняется характер течения потока вследствие изменения обтекания стыка крыла и фюзеляжа. Устройство изменяет обтекание области стыка крыла и фюзеляжа и направляет основную энергию набегающего потока над крылом, обеспечивая тем самым более благоприятное обтекание крыла за устройством, что позволяет обеспечить безотрывное обтекание крыла до больших значений угла атаки.

Были выполнены расчетные исследования модели самолета со стреловидным крылом и предкрылком на режимах взлета и посадки. Результаты исследований показали, что предлагаемое устройство по сравнению с прототипом полностью устраняет отрывной характер течения за крылом и обеспечивает безотрывное обтекание крыла до больших значений угла атаки (фиг.4). Применение предлагаемого устройства позволяет увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета в посадочной конфигурации на ΔСумах≈0.15÷0.47 (фиг. 5). При скорости потока, соответствующей числу М=0.2, установка устройства дала возможность увеличить аэродинамическое качество модели на режимах, близких к режиму Сумах, на ΔК≈0.2÷1.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить несущие свойства летательного аппарата на режимах взлета и посадки, что, в свою очередь, позволит получить для среднемагистрального пассажирского самолета значительное увеличение полезной нагрузки либо сокращение необходимой длины взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде криволинейной пластины, расположенной во внутренней части предкрылка, с возможностью выдвижения вдоль передней кромки предкрылка в сторону фюзеляжа. Торцевая часть пластины имеет форму эллипса. При этом размах пластины в выдвинутом положении составляет не менее 90% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем летательного аппарата. Применение устройства в виде выдвижного элемента позволит изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата. 5 ил.

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде криволинейной пластины, расположенной во внутренней части предкрылка, с возможностью выдвижения вдоль передней кромки предкрылка в сторону фюзеляжа, торцевая часть пластины имеет форму эллипса, при этом размах пластины в выдвинутом положении составляет не менее 90% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем летательного аппарата.