САМОЛЕТ Советский патент 1995 года по МПК B64C5/02 B64C3/14 

Изобретение относится к авиационной и крылатой ракетной технике и преимущественно к ЛА, имеющим характерный крейсерский режим полета.

Известны самолеты с плоскими горизонтальными оперениями (ГО). Такие оперения, спроектированные из симметричных профилей, нашли широкое применение в технике и установлены практически на всех типах самолетов.

Для увеличения балансировочного аэродинамического качества ЛА (Кбал) в самолетах В-707, В-767 в крейсерском полете перешли от использования симметричных профилей в конструкции ГО к профилям несимметричным с более высоким значением аэродинамического качества стабилизатора при реализации на ГО необходимой для балансировки самолета в крейсерском полете подъемной силы Су_гобал (коэффициент подъемной силы ГО при балансировке) [1] Оперения таких ЛА имеют постоянную величину f_го по размаху (f_го величина относительной максимальной вогнутости профиля ГО). В качестве прототипа принят самолет В-767 [2] с таким оперением.

Однако отрицательная интерференция в месте сопряжения ГО с планером за счет применения несимметричных профилей возрастает благодаря более суживающемуся конфузору (от более выпуклой нижней поверхности стабилизатора), где вблизи передней кромки ГО в области, прилегающей к вертикальному оперению (ВО), наблюдается местное ускорение малозаторможенного для Т-схемы оперения (ГО размещено сверху ВО), набегающего потока, приближающее наступление волнового кризиса и через перераспределение давления между ГО и ВО, распространение его с нижней поверхности ГО на боковую поверхность вертикального оперения, т. е. на существенную по величине площадь хвостового оперения. Следствием чего оказываются значительными потери сопротивления Сх_оп (коэффициент сопротивления оперения) от установки оперения на ЛA. Отдаляя по числу М (аэродинамический критерий подобия) наступление волнового кризиса или локализуя и снижая его интенсивность в малой ограниченной области стабилизатора, прибегают к уменьшению ниже оптимальной по размаху консоли величины (т.е. величины, обеспечивающей максимальное значение Кбал), а значит и снижению возможных достижений в аэродинамическом качестве ЛА в полете.

Следует отметить и тот факт, что место установки ГО, его формообразование выбираются с точки зрения конструктивной разрешимости проекта и с учетом достаточной эффективности органов продольного управления, но при этом оперение летательного аппарата нормальной схемы оказывается в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых крылом и элементами всего планера. И здесь неплоские оперения ( ≠ 0) cамолетов В-707, В-767 имеют те же недостатки, присущие ЛА с плоским оперением, тоже находящихся в том же поле скосов, которое влияет на истинные углы атаки ГО.

Профили таких оперений в различных сечениях стабилизатора находятся под отличными друг от друга углами атаки и работают в различных условиях обтекания. Пренебрежение учетом влияния скосов приводит к тому, что на ГО не обеспечивается эллиптическое распределение циркуляции. Тогда потери от реализации на стабилизаторе необходимой подъемной силы Су_гобал в индуктивном сопротивлении будут превышать минимально возможные. Т.е. такой недостаток конструкции присущ самолетам-прототипам Только на самолете В-767, впервые использовав крутку стабилизатора (когда концевое сечение ГО повернуто на отрицательный угол к бортовому сечению), сделана попытка приблизиться к эллиптическому распределению циркуляции.

Целью изобретения является увеличение аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому.

Эта цель достигается тем, что максимальная относительная вогнутость профилей стабилизатора в области от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин, киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от величины 0 до = -1 -2% и сохраняющейся далее до конца консоли. При этом сохраняются все преимущества неплоского ГО и избавляются от возможных критических явлений в обтекании стабилизатора.

В предложенной конструкции стабилизатора монотонное изменение величины f_го от оси симметрии до значения _отп на конце консоли ведет к перераспределению величины углов атаки профилей ГО при нулевой подъемной силе вдоль размаха стабилизатора _опт что улучшает распределение циркуляции, приближая ее к эллиптическому закону подобно крутке ГО самолета В-767.

На фиг. 1 представлена компоновочная схема ЛА: а) Т-схема хвостового оперения, б) палубное оперение; на фиг.2 симметричные (а) и несимметричные (б) профили стабилизатора; на фиг.3 распределение α_ого(α_ого=f() вдоль размаха стабилизатора для самолета-прототипа (а) и предлагаемый вариант распределения (б); на фиг. 4 поперечная площадь конфузора в стыке ГО и ВО для самолета прототипа (а) и предлагаемый вариант (б); на фиг.5 изменение Сх по М для самолетов с оперением прототипа (а) и самолета с предлагаемым ГО (б); на фиг. 6 поле скосов в области ГО; на фиг.7 распределение циркуляции вдоль размаха стабилизатора; на фиг.8 коэффициент торможения потока вблизи ГО; на фиг.9 зависимость К_пол от центровки самолета; на фиг. 10 поляры изолированных плоского и неплоского оперений; на фиг.11 зависимость К по М для элементов планера ЛА; на фиг.12 зависимость К_пол от центровки ЛA и параметров ГО.

Горизонтальное оперение ЛА (фиг. 1а) содержит профили с отрицательной величиной максимальной относительной вогнутости (фиг. 2б), где величина принимают значение 0 (или малое положительное значение) у корня ГО. Затем величина монотонно изменяется до дистанции 3-х толщин ВО вдоль размаха консоли, где и достигает значения f_гоопт= -1 -2%постоянного на остальной части консоли (фиг.3б).

На крейсерском режиме параметры полета и течения остаются практически неизменными, тогда потери аэродинамического качества ЛА (фиг.9) в первую очередь определяются отклонением на балансировочный угол ϕ бал (δ бал) органов продольного управления стабилизатора для обеспечения равновесия продольных моментов. При этом на оперении реализуется необходимая подъемная сила Су_го бал (фиг.10). Аэродинамическое качество при Су_го бал у стабилизаторов с несимметричными профилями при умеренных значениях выше чем у плоских оперений и для конкретного режима полета (Cу_го бал) можно однозначно определить значение параметра , оптимальное для ГО в целом (фиг.9). Однако эксперимент и расчеты, проведенные в АНТК и ЦАГИ, показали, что отрицательная интерференция, возникающая между планером ЛА и оперением в месте сопряжения, может значительно изменить ожидаемые характеристики. Негативный эффект ее растет при использовании в оперениях профилей с отрицательной величиной f_го, подобно В-707, В-767. Особенно велики потери Сх (фиг.11) оказались у самолета с Т-схемой компоновки хвостового оперения, где набегающий поток более скоростной, чем в области палубного ГО (фиг.8). При обтекании выпуклых вниз профилей стабилизатора вблизи ВО наблюдается местное ускорение потока, обусловленное присутствием ВО, и приводящее к более раннему наступлению волнового кризиса. Перераспределение давления с нижней поверхности ГО на боковую поверхность ВО вследствие интерференции дает увеличение площади зоны влияния критических явлений и росте Сх за счет дополнительных потерь на ВО. Такие потери могут быть весьма значительными. Эксперимент и расчеты подтвердили, что, уменьшая абсолютную величину f_го можно затянуть кризисные явления на большие числа М_поли снизить потери. Только влияние корневой интерференции не охватывает всей консоли и зависит от компоновочной схемы хвостового оперения, от его геометрии. Для ЛА с Т-схемой оперения влияние корневого эффекта, влияние интерференции от сопряжения ГО и ВО существенно снижается на дистанции более 3-х толщин ВО (обтекателя ВО) в месте стыка с ГО и далее остается незначительным, где можно таким влиянием пренебрегать. Выходит, уменьшив величину f_пол лишь в ограниченной зоне ГО и сохранив ее величину на остальной части консоли, можно предупредить возникновение кризисных явлений в стыке ГО с планером ЛА вследствие отрицательной интерференции и обеспечить рост К над самолетом-прототипом не величину Δ К 0,1 (фиг.12).

Приведен пример использования такого оперения для самолета с Т-схемой хвостового оперения. Выделен канал суживающегося конфузора, в котором наиболее характерно проявляет себя отрицательная интерференция. На фиг.4 показано как изменяется поперечное сечение конфузора после уменьшения величины прогиба _опт в прикорневых сечениях стабилизатора (фиг.3б), что приводит к изменению Сх_оп по М (фиг. 5б) и росту полетного аэродинамического качества (фиг.12).

Кроме того, в полете при больших запасах устойчивости, чем предусмотрено для крейсерского режима, необходимая сила Су_го бал возрастает для обеспечения продольной балансировки самолета. Тогда выигрыш от использования в конструкции ЛА таких оперений еще более очевидный (фиг.12).

Оперение самолета нормальной схемы находится в сильно неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых элементами планера (фиг.6). На фиг.6 показано, что перепад в углах атаки ГО, где величина угла скоса ε вблизи корня равна -4^о, а у конца консоли составляет -1,7^о, превышает -2^о, что ставит в разные условия обтекания профиля в различных по размаху консоли ГО сечениях. Тогда, если при расчете изолированного ГО на стабилизаторе и реализуется близкое к эллиптическому распределение циркуляции,то расчет циркуляции в системе планера для ГО с учетом вертикальных скосов не совпадает с эллиптическим (фиг.7). Следствием чего и оказываются избыточными потери в индуктивном сопротивлении Сх_оп.

Обеспечить эллиптическое распределение циркуляции по ГО для ЛА возможно при благоприятном распределении нагрузки вдоль размаха стабилизатора, учитывающим не только циркуляцию изолированного ГО, но и ее изменение от вертикальных скосов. Так, закручивая концевое сечение стабилизатора под отрицательным углом к бортовому сечению, можно приблизиться к эллиптическому распределению циркуляции на ГО в крейсерском полете (В-767). Однако крутка стабилизатора при постоянной величине профилей его образующих не способствует полному ослаблению влияния отрицательной интерференции в корневой области ГО. Существование переходной зоны по , когда у корня стабилизатора величина 0 и затем, монотонно изменяясь, достигает величины = _опт -1 -2% на конце консоли, кроме непосредственного увеличения К за счет снижения отрицательной интерференции также ведет и к монотонному изменению величины α_o профилей по сечению ГО вдоль размаха (α_o=Ψ()), что подобно крутке крыла приводит к более благоприятному распределению циркуляции в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых элементами планера, и потому обеспечивает рост аэродинамического качества и за счет снижения индуктивного сопротивления на стабилизаторе при том же значении Су_го бал.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании стабилизаторов хвостового оперения самолета. Цель изобретения увеличение аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому. Цель достигается тем, что максимальная вогнутость профилей стабилизатора от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от 0 до 1 -2% Далее, до конца консоли вогнутость сохраняется. 12 ил.

САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж, крыло, двигательную установку и оперение, включающее киль и стабилизатор, выполненный в виде несимметричных профилей, отличающийся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому, максимальная относительная вогнутость профилей стабилизатора в области от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин, киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от величины до и сохраняющейся далее до конца консоли.