ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Советский патент 2007 года по МПК B64C1/26 B64C23/06 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к самолетам и крылатым ракетам.

В настоящее время в авиации четко определились тенденции к существенному расширению эксплуатационных углов атаки маневренных летательных аппаратов. В зависимости от типов и назначения таких летательных аппаратов они должны эксплуатироваться от α=0 до умеренных закритических углов атаки, а к некоторым из них предъявляются требования к эксплуатации вплоть до углов атаки α=90°. При этом также встает вопрос об отыскании таких средств, требующих минимальной доработки существующих летательных аппаратов (проектировавшихся ранее под другие тактико-технические требования), которые позволили бы их эксплуатировать в этих широких диапазонах углов атаки. Главными аэродинамическими проблемами полета летательных аппаратов на больших углах атаки являются обеспечение отсутствия сваливания и штопора, когда возможно резкое ухудшение устойчивости и управляемости. В связи с этим ставится задача обеспечения боковой (поперечной и путевой) статической устойчивости и динамической устойчивости (последняя, как известно, характеризует отсутствие сваливания летательного аппарата) по углу скольжения в таких расширенных диапазонах углов атаки, или снижения в некоторых диапазонах углов атаки неустойчивости (путевой или поперечной) до требуемого уровня. Существующие решения в некоторых случаях дают недостаточно большой диапазон углов атаки, в которых указанные характеристики обеспечены.

Известен летательный аппарат, содержащий корпус, крыло, по передним кромкам которого расположены отклоняемые носки или предкрылки (см., например, Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, №19-20, 1978 г.). Некоторое улучшение поперечной статической и динамической устойчивости по углу скольжения осуществляется путем отклонения вниз носков или предкрылков крыла, вследствие затягивания отрыва потока с консолей крыла. Однако в данной конфигурации летательного аппарата не обеспечивается полезного взаимодействия носовых и наплывных вихрей с носовой частью летательного аппарата, с вертикальным оперением и крылом. Вследствие чего не улучшается путевая статическая устойчивость, и эксплуатационный диапазон углов атаки, в котором обеспечивается поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость по углу скольжения, расширяется недостаточно (обычно на α≈5°).

Известен летательный аппарат, содержащий крыло, корпус, в носовой части которого установлен генератор вихрей (см. а.с. №1840515, кл. МК³ В64С 1/00, В64С 23/06, 1981). Такой генератор вихрей, установленный в носовой части корпуса, индуцирует вихри, взаимодействующие с носовой частью корпуса, и уменьшает на данном летательном аппарате лишь дестабилизирующее влияние его носовой части на путевой момент. Он не обеспечивает полезного взаимодействия носовых вихрей корпуса с наплывом, вертикальным оперением и крылом, и соответственно наплывных вихрей с указанными элементами летательного аппарата. Вследствие этого зачастую недостаточно уменьшается неустойчивость по пути или мало расширяется диапазон углов атаки, где устойчивость по пути обеспечивается. Причем указанный генератор вихрей слабо влияет на поперечную устойчивость летательного аппарата и практически не влияет на характеристику динамической устойчивости по углу скольжения. Поэтому эксплуатационный диапазон углов атаки летательного аппарата практически не расширяется.

Известен летательный аппарат, содержащий корпус, крыло с наплывами-генераторами вихрей с кромками прямой и обратной стреловидности (см. авт. св-во, №1840518, МК³ В64С 23/06, от 29 мая 1981 г.). Наплывы-генераторы вихрей с кромками прямой и обратной стреловидности обеспечивают разделение вихревых жгутов, сходящих с носовой части корпуса и с кромок прямой стреловидности наплыва-вихрегенератора. Такие наплывы-генераторы вихрей являются мощным средством расширения диапазона углов атаки с обеспечением поперечной статической устойчивости летательного аппарата и динамической устойчивости по углу скольжения. Они успешно применяются на ряде типов летательных аппаратов, в частности, на летательных аппаратах с носовым воздухозаборником. Однако существуют другие типы летательных аппаратов, имеющие такие наплывы-генераторы вихрей, в частности, летательные аппараты с острой носовой частью корпуса, путевая статическая устойчивость которых может оказаться недостаточной. На носовой части корпуса таких летательных аппаратов иногда возможна установка носового генератора вихрей. Кроме того, существуют летательные аппараты, на консолях крыла которых возможна установка механизации (носков или предкрылков). В этом случае, как показали последние экспериментальные исследования авторов, возможно улучшение путевой устойчивости летательного аппарата при одновременном повышении полезного действия наплывов-генераторов вихрей - повышении поперечной статической и динамической устойчивости по углу скольжения.

Целью настоящего изобретения является расширение диапазона эксплуатационных углов атаки за счет повышения поперечной и путевой статической и динамической устойчивости летательного аппарата по углу скольжения.

Поставленная цель достигается тем, что на расстоянии l=(0,05÷0,5)L вдоль и на расстоянии d=(1,01÷1,36)D поперечно-продольной плоскости симметрии летательного аппарата от вершины наплыва расположены внешние концы задних кромок генератора вихрей, установленного в носовой части корпуса, а на расстоянии р=(1÷3)Р от этой продольной плоскости по передним кромкам консолей крыла расположено начало отклоняемых носков или предкрылков, причем L - длина корпуса, D - половина ширины корпуса летательного аппарата в плоскости поперечного сечения, проходящей через вершины наплывов, Р - расстояние от продольной плоскости симметрии летательного аппарата до точки сочленения наплыва с передней кромкой консоли крыла.

На фиг.1 изображен предлагаемый летательный аппарат.

На фиг.2 приведено изменение по углу атаки характеристик поперечной , путевой статической устойчивости и характеристики динамической устойчивости σ_β(α) по углу скольжения β для модели самолета, выполненной в соответствии с предложенным изобретением при сочетании параметров: l=0,38L, d=1,25D, р=1,73P. На фиг.3 приведены те же характеристики для модели самолета, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением при сочетании параметров: l=0,19L; d=1,29D; p=1,0Р.

Летательный аппарат (фиг.1) содержит корпус 1, крыло с наплывами 2, 3 - генераторами вихрей с кромками прямой и обратной стреловидности. На расстоянии l=(0,05÷0,5)L вдоль и на расстоянии d=(1,01÷1,36)D поперек продольной плоскости симметрии летательного аппарата от вершины наплыва (2 или 3) расположены задние кромки генератора вихрей 4, установленного в носовой части корпуса 1. На расстоянии p=(1÷3)Р от этой продольной плоскости летательного аппарата по передним кромкам консолей 5, 6 крыла расположены отклоняемые носки или предкрылки 7, 8. Летательный аппарат может быть снабжен вертикальным оперением 9.

При полете летательного аппарата на больших углах атаки со скольжением β при указанном соотношении параметров существует система вихревых жгутов, изображенная на фиг.1. Носовые жгуты 10, 11, сходящие с генератора вихря 4 и накапливающие свою интенсивность в результате отрывного обтекания носовой части на участке от задних кромок генератора 4 до передних кромок наплывов-вихрегенераторов 2, 3. Вихревые жгуты 12, 13 обратного направления вращения, сходящие с кромок обратной стреловидности наплыва-вихрегенатора. Вихревые жгуты 14, 15, сходящие с кромок прямой стреловидности наплыва-вихрегенератора. Взаимодействие этих вихревых жгутов с летательным аппаратом заключается в следующем.

Вихрь 10, образующийся на наветренной кромке генератора 4, имеет интенсивность большую, чем подветренный 11. Оба эти вихря, отходя от генератора 4, формируют ниже по потоку течение, подобное течению около генератора 4. В результате на поверхности носовой части корпуса под этими вихрями образуется разрежение. Следовательно, под более интенсивным наветренным вихрем 10 образуется более сильное разрежение. В результате в носовой части корпуса образуется дополнительная боковая сила и соответствующий ей стабилизирующий путевой момент. Вихревые жгуты 12, 13 препятствуют объединению вихрей 10, 11 с вихрями 14, 15. Это приводит к тому, что более сильный наветренный вихрь 10 не объединяется с вихрем 14 и следует вдоль верхней поверхности корпуса. Под ним на верхней поверхности создается более сильное разрежение, чем под вихрем 11, в результате под ним создается дополнительная подъемная сила и соответствующий ей стабилизирующий поперечный момент. Кроме того, вихрь 10, как более сильный, чем вихрь 11, индуцирует на кромках прямой стреловидности наплыва-вихрегенератора 2 скосы, приводящие к усилению интенсивности вихря 14, что также приводит к возрастанию на наветренной части наплыва консоли крыла подъемной силы и соответствующего ей стабилизирующего поперечного момента. Следует также отметить, что в результате того, что вихри 10, 11, будучи заэкранированными от внешнего потока, проходят в прикорневой части вертикального оперения 9, причем при скольжении наветренный вихрь 10 несколько ближе, подветренный вихрь 11 несколько дальше от плоскости симметрии летательного аппарата, это вызывает на части вертикального оперения, располагающейся над этими вихрями, скосы, приводящие к увеличению путевой устойчивости летательного аппарата.

В результате того, что под воздействием вихрей 12, 13 (которые сами по себе являются достаточно слабыми) вихри 10, 11 отделены от вихрей 14, 15, то, например, при положительном скольжении, наветренный вихрь 15 не усиливается подветренным вихрем 11. В результате на наплыве-вихрегенераторе 3 и консоли 6 создается меньшее разрежение под вихрем 15, и дестабилизирующая компонента поперечного момента уменьшается. Кроме того, наветренный вихрь 14, с уменьшенной интенсивностью за счет того, что он не объединился с вихрем 10, поднимается вдоль передней кромки вертикального оперения, если оно установлено в хвостовой части летательного аппарата, и создает на нем скосы, приводящие к меньшим дестабилизирующим путевому и поперечному моментам, чем в том случае, если бы он был объединен с вихрем 10.

Отклоняемые носки или предкрылки 7, 8, установленные на указанном расстоянии от наплыва-вихрегенератора, наряду с известным затягиванием отрыва потока с крыла, симметризуют вихревую систему засчет того, что "не позволяют" вихрю 15 проникнуть достаточно далеко вдоль консоли крыла 6, вследствие отсутствия или ослабления вихря, образующегося на передней кромке этой консоли. В результате сильно уменьшается плечо, на котором воздействовала бы подъемная сила, образующаяся в результате разрежения под вихрем 15, и дестабилизирующая компонента поперечного момента сильно уменьшается. Кроме того, предкрылки или носки не позволяют увеличить интенсивность вихря 14 за счет объединения его с вихрем, который сходил бы с передней кромки консоли при их отсутствии. Тем самым дестабилизирующее воздействие вихря 14 в путевом и поперечном отношении на летательный аппарат через вертикальное оперение 9 также уменьшается.

Как видно из описания взаимодействия вихревых жгутов с элементами летательного аппарата, весьма важным для достижения поставленной цели является существование указанной на фиг.1 вихревой системы с соответствующими соотношениями интенсивностей вихревых жгутов. Как показали экспериментальные исследования, проведенные авторами, этого позволяют достичь указанные выше соотношения параметров l, d, р. Нижний предел параметра l определяется тем, что при меньших расстояниях от внешних концов задних кромок генератора 4 до наплывов вихрегенераторов 2, 3 интенсивность вихревых жгутов 10, 11, накапливающихся на носовой части корпуса, весьма мала, и они не оказывают отмеченного благоприятного влияния на поперечную и путевую устойчивость летательного аппарата. Верхний предел параметра l обусловлен тем, что в этом случае жгуты 10, 11, являясь весьма интенсивными, отделяются от корпуса, поднимаются набегающим потоком (зачастую раньше наплыва-вихрегенератора) и, таким образом, указанная на фиг.1 схема расположения вихревых жгутов перестает существовать, и, следовательно, также отсутствует отмеченное выше благоприятное воздействие этих жгутов на путевую и поперечную устойчивость В совокупности с параметром l нижний предел параметра d определяется тем, что при меньших его значениях вихри 12, 13 слабы или же слишком близко подходят к вихрям 10, 11, что не обеспечивает отделения вихрей 10, 11 от вихрей 14, 15. Верхний же предел параметра d (в совокупности с параметром l) определяется тем, что наоборот, при его больших значениях, вихри 12, 13 являются достаточно мощными, и взаимодействуя с вихрями 10, 11, поднимают их вверх и, следовательно, не обеспечивают благоприятного расположения вихрей 10, 11; кроме того, в этом случае не обеспечивается благоприятного воздействия вихря 13 на вихрь 14, в смысле увеличения его интенсивности. Нижний предел параметра р соответствует механизации (установки отклоняемых носков или предкрылков) консолей крыла непосредственно от точек сочленения наплывов-вихрегенераторов с консолями крыла, так как механизация наплыва не рассматривается; он обеспечивает отсутствие неблагоприятного проникновения вихря 15 вдоль консоли крыла. Как показали проведенные экспериментальные исследования, этот благоприятный "сдув" с консолей крыла вихря 15, а также вихря 14, то есть существование показанной на фиг.1 картины расположения этих вихрей с отмеченными ранее положительными явлениями, способствующими возрастанию поперечной и путевой статической устойчивости и динамической устойчивости по углу скольжения, обеспечивается вплоть до верхнего предела параметра р.

Таким образом, указанное соотношение параметров позволяет существенно расширить диапазон эксплуатационных углов атаки некоторых типов летательных аппаратов за счет повышения поперечной и путевой статической и динамической устойчивости по углу скольжения. Это показали испытания различных моделей самолетов.

Изобретение относится к области авиационной техники. Летательный аппарат содержит корпус, крыло с наплывами-генераторами вихрей с кромками прямой и обратной стреловидности, а также дополнительный генератор вихрей, установленный в носовой части корпуса, и механизацией по передней кромке крыла. Технический результат - расширение эксплуатационного диапазона углов атаки. 3 ил.

Летательный аппарат, содержащий корпус, крыло с наплывами-генераторами вихрей с вершиной, обращенной в сторону полета, и с кромками прямой и обратной стреловидности, отличающийся тем, что, с целью расширения эксплуатационного диапазона углов атаки за счет повышения поперечной и путевой статической и динамической устойчивости по углу скольжения, он снабжен дополнительным генератором вихрей, установленным в носовой части корпуса, и механизацией по передней кромке крыла, при этом задняя кромка дополнительного генератора расположена от вершины наплыва-генератора на расстоянии l=(0,05÷0,5)L и d=(1,01÷1,36)D соответственно вдоль и поперек от продольной плоскости симметрии летательного аппарата, а начало механизации передней кромки крыла расположено на расстоянии р=(1÷3)Р от продольной плоскости симметрии летательного аппарата, где L - длина корпуса летательного аппарата, D - половина ширины корпуса летательного аппарата в плоскости поперечного сечения, проходящей через вершины наплывов, Р - расстояние от продольной плоскости симметрии летательного аппарата до точки сочленения наплыва с передней кромкой консоли крыла.