Фиг. 2
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов.
Цель изобретения - снижение лобового аэродинамического сопротивления гондолы.
На фиг, 1 изображен турбовентиляторный двигатель, прикрепленный к крылу самолета посредством пилона и содержащий предлагаемую гондолу, общий вид с частичным разрезом; на фиг. 2 - гондола, разрез; на фиг. 3- график распределения давления по на- ружной поверхности гондолы относительно расчетной хорды, проходящей от передней кромки гондолы к задней; на фиг. 4 - график, нормированный по отношению к расчетной хорде и обеспе- чивающий получение распределения давления ; на фиг. 5 - график радиуса кривизны гондолы, нормированный относительно расчетной хорды; на фиг.6 - передняя кромка гондолы; на фиг. 7задняя кромка нормированного профиля гондолы(пунктиром обозначены обводы и параметры известной гондолы).
Гондола 1 двигателя 2 самолета 3 содержит аэродинамический профилиро- ванный кожух, име(р1Щ1Й переднюю аэродинамическую кромку 4, заднюю аэродинамическую кромку 5, аэродинамическую хорду 6, соединяющую между собой переднюю А и заднюю 5 аэродинамические кромки, и внешнюю аэродинамическую поверхность 7, состоящую из переднего 8, среднего 9 и заднего 10 участков .
Внешняя аэродинамическая поверх- ность имеет относительную толщину Т, измеряемую в направлении, перпендикулярном аэродинамической хорде 6, равную нулевым значениям на передней А и задней 5 аэродинамических кромках. Радиус кривизны R передней аэродинамической кромки 4 лежит в пределах 0,1-0,5Z длины аэродинамической хорды 6. Максимальная относительная толщина внешней аэродинамической поверхности 7 составляет 6-10% длины аэродинамической хорды 6 и находится в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на расстоянии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60% длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, находящейся от передней аэродинамической кромки 4 на расстоянии, равно 85% длины аэродинамической хордь 6. Задний участок 10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальны угол с/ , образованный аэродинамической хордой 6 и линией, проходящей через точку 11 максимальной относительной толщины внешней аэродинамической поверхности 7 и заднюю аэродинамическую кромку 5. Величина угла о лежит в пределах 6-11. Задняя аэродинамическая кромка 5 имеет угол f, образованный аэродинамической хордой 6 и касательной к заднему участку 10 внещней аэродинамической поверхности 7 в точке задней аэродинамической кромки 5. Величина угла у меньше величины угла of .
Гондола функционирует следующим образом.
Вызываемый свободным потоком воздуха градиент давления на поверхности гондолы такой, что наружная поверхность капота вентилятора влияет на расположение места перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Обычно отрицательный градиент давления, т.е. градиент давления, уменьшающегося в направлении течения задерживает переход ламинарного течения в турбулентное. Для обеспечения возврата давления к значению давления в окружающей среде, т.е. в свободном потоке, за отрицательным градиентом давления должен следовать положительный. В области положительного градиента давления обтекающий гондолу поток становится турбулентным, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления.
На графике (фиг. 3) показано вызываемое свободным потоком воздуха распределение давления по наружнойповерхности гондолы. Абсцисса представляет нормированное безразмерное расстояние Х/С, где С - длина аэродинамической хорды 6; X - расстояние, измеряемое по хорде 6 от передней кромки 4 (фиг. 2). Например передняя кромка 4 и задняя кромка 5 расположены соответственно при Х/С О и Х/С 1 , что в другом виде можно представить как 0% С и 100% С соответственно. Ордината представляет давление на поверхности 7 для каждой точки на оси абсцисс Х/С. Давление может быть выражено, например, в виде коэффициента Ср давления, определяемого как 2
HPg - P) f V, где P, V и D - соответственно давление, скорость и плотность свободного потока; Рд - стати- ческое давление, измеренное у наруж- ной поверхности гондолы. Давление может быть также представлено в виде Pg/P, где РТ - плотное давление свободного потока.
На графике (фиг. З) пунктирной ли нией показана кривая известного распределения коэффициента давления Ср, соответствующего известной гондоле, а также показана кривая распределени Ср с заданной протяженностью участка ламинарного течения в соответствии с настоящим изобретением. Распределени в соответствии с кривой обеспечивает увеличенную по сравнению с известньм распределением протяженность участка ламинарного течения без отрыва пограничного слоя и отличается непрерывным уменьшением коэффициента Ср на участке от 0% С до точки 11 отрицательного минимума Ср, расположенной дальше 10% С при известном распределении. В данном случае точка 11 минимума Сррасположена между 50-60% С, а предпочтительно на расстоянии примерно 56% С. Кроме того, точка 11 мини- мума СрСоответствует месту максимальной толщины T gi cКривая распределения С р содержит (фиг. З) передний участок 8 отрицательного градиента, где Ср уменьша- ется от положительного значения при 0% С до отрицательного значения при примерно 10% С. Кривая имеет средний участок 9 отрицательного градиента, который продолжает передний участок 8 и проходит от примерна 10% до точк 11 минимума Ср при примерно 56%. Средний участок имеет отрицательный градиент с меньпгим, чем у градиента переднего участка 8, модулем. Кроме того, и передний 8, и средний 9 участки вьтуклы по отношению к оси эбс- цисс Х/С.
Термин выпуклый означает, что кривая, например второй участок 9, имеет центр радиуса кривизны, расположенный между кривой и осью абсцисс Х/С. Соответственно термин вогнутый означает, что кривая имеет центр радиуса кривизны, расположенный с противоположной от оси абсцисс Х/С стороны кривой.
Увеличивать протяженность участка ламинарного обтекания поверхности 7
О 5 0 5 О
5 Q 5
Q
5
гондолы с уменьшенным сопротивлением позволяет наличие заднего участка 10 полоз™тельного г радиента. Участок 10 проходит примерно от 56 до 100% С и обеспечивает предотвращение отрыва пограничного слоя. Более конкретно, примерно при 56% С кривая имеет в районе точки 11 минимума Ср переходный участок, на котором наклон, или градиент кривой изменяется от отрицательного значения к положительному. Примерно от 56 до 100% С участок 10 положительного градиента проходит от минимума С р в точке 11 до положительного значения Ср соответственно. В предпочтительном варианте участок 10 положительного градиента вдоль заднего участка 10 вблизи от задней кромки 5 (фиг. 2) снижается с умень- шаЬщейся интенсивностью и имеет вогнутый профиль по отношению к оси абсцисс Х/С, который может быть, например, параболическим.
В гондоле (фиг. 2) можно обеспечить ламинарное течение на участке от 0% С до примерно 56% С. Ламинарное течение и связанный с ним низкий коэффициент С трения обеспечивает значительное уменьшение аэродинамического сопротивления поверхности гондолы при крейсерском полете самолета без отрыва пограничного слоя.
Более подробно участок графика (фиг. 4) между 56 и 100% С показан на фиг. 7. Эта область важна тем, что способствует возврату давления к значению его в окружающем свободном потоке, не способствуя при этом отрыву пограничного слоя. Задний участок 10 имеет хордапьный угол о/, определяемый как угол между хордой 6 и линией, соединяющей наружную поверхность 7 в месте максимальной толщины с задней кромкой 5. Хор- дальный угол о имеет величину в пределах 6-11°, а предпочтительно около 9. Кроме того, задний участок Ю наружной поверхности 7 имеет угол f задней кромки, образованный между хордой 6 и линией, касательной к наружной поверхности 7 у задней кромки 5. Угол Y меньше хордального угла с и равен примерно 8°.
Формула изобретения
Гондола двигателя самолета, имеющая аэродинамический профилированный
кожух, содержащий переднюю аэродинамическую кромку, заднюю аэродинамическую кромку и внешнюю аэродинамическую поверхность, состоящую из переднего, среднего и заднего участков имеющую относительную толщину, измеряемую в направлении, перпендикулярном аэродинамической хорде, равную нулевым значениям на передней и задней аэродинамических кромках, отличающаяся тем, что, с целью снижения лобового аэродинамического сопротивления гондолы, радиус кривизны передней аэродинамической кромки имеет величину в пределах от 0,1 до 0,5% длины аэродинамической хорды, максимальная относительная толщина внешней аэродинамической поверхности, лежащая в пределах от 6 до 10% длины аэродинамической хорды, находящаяся на границе переднего и среднего участков, расположена
от передней аэродинамической кромки на расстоянии, лежащем в пределах от 50 до 60% длины аэродинамической хорды, при этом граница среднего и заднего участков расположена от передней аэродинамической кромки на расстояние, равном 85% длины аэродинамической хорды, причем
хордальный угол заднего участка внешней аэродинамической поверхности, образованный аэродинамической хордой и линией, проходящей через точку максимальной относительной толщины внешней аэродинамической поверхности и заднюю аэродинамическую кромку, равен б-П , а величина угла задней аэродинамической кромки, образованного аэродинамической хордой и касатель- ,
ной к заднему участку внешней аэродинамической поверхности в точке задней аэродинамической кромки,меньше величины хорд а ль ног о угла заднего участка.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гондол двигателей самолетов. Цель изобретения - снижение лобового аэродинамического сопротивления гондолы. Гондола двигателя самолета содержит аэродинамический профилированный кожух, имеющий переднюю аэродинамическую кромку 4, заднюю аэродинамическую кромку 5, аэродинамическую поверхность 7. Поверхность 7 состоит из переднего 8, среднего 9 и заднего 10 участков. Радиус кривизны R передней аэродинамической кромки лежит в пределах 0,1-0,5% длины аэродинамической хорды 6. Максимальная относительная толщина . внешней аэродинамической поверхности 7 составляет 6-1 0% длины аэродинамической хорды 6 и находится в точке 11 на границе переднего 8 и среднего 9 участков на расстоянии от передней аэродинамической кромки 4, равном 50-60% длины аэродинамической хорды 6. Граница среднего 9 и заднего 10 участков расположена в точке 12, находящейся от передней аэродинамической кромки А на расстоянии, равном 85% длины аэродинамической хорды 6. Задний участок 10 внешней аэродинамической поверхности 7 имеет хордальный угол с/, величина которого лежит в пределах 6-1 1°. Задняя аэродинамическая кромка 5 имеет угол j , величина которого меньше величины хордального угла . 7 ил. О) со СО 4 СО о 12 см
Фиг. 7
Ср
ю
Фиг. 5
Фиг.6
Составитель В. Штыпьков Редактор Н, Тупица Техред м.Дидык Корректор И. Муска
Заказ 1787/58
Тираж Л22
ВНИИПИ Государственного комитета СССР
по делам изобретений и открытий 113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д, 4/5
Фиг.7
Подписное
| Патент США № 3533237, кл | |||
| Способ получения молочной кислоты | 1922 |
|
SU60A1 |
