Крыло переменного профиля для летательных аппаратов Советский патент 1945 года по МПК B64C3/14 

Явление срыва воздушного потока обычно имеет место на концевых частях крыльев самолётов,, где расположены элероны, работающие в результате этого ненормально.

Для устранения этого недостатка крыло, согласно изобретению, имеет по своей длине переменный профиль, обеспечивающий возникновение срыва вне области расположения элеронов.

Чертёж изображает в плане крыло с примерным разделением его на три участка профилей с различными характеристиками.

Для .повышения антищтопорных свойств И улучщения- поперечной устойчивости и управляемости самолётов на больших углах атаки при одновременном получении достаточно большой максимальной прдъёмяой силы каждое крыло состоит из трёх частей, отличающихся набором профилей с резко отличными характеристиками: Су {(«). Крылья могут быть как обычного очертания в плане, так и с резко отличающимися значениями коэфициента сужения корневых и концевых частей, причём в последнем случае получается лучщий эффект. Кроме того крылья могут быть с

любой стреловидностью (нулевой, положительной, отрицательной).

Профили частей (участков) 1 и 3 имеют высокие значения «критнч и Сутах , а профи ЛИ частей 2, имеют малые значения акритич Сушах и малые

dCy значения 7 в области .

При малых а крыло работает как целое, но по мере увеличения зс циркуляция в участках (частях) 2 увеличивается не столь интенсивно,, как в участках 1 и 3 крыла, вследствие чего начинают возникать скосы потока, которые в участке 2 ускоряют рост истинных углов атаки, а в участках 1 и 3 замедляютрост истинных углов атаки.

Благодаря малым значениям «критич, в участках 2, срыв потока начнётся именно в этих местах, наиболее благоприятных с точки зрения местоположения срыва, так как в этом случае ие возникнет баффтинг оперения и элероны будут плавно обтекаться потоком воздуха. Кроме того, несколько увеличится эффективность рулей на режиме посадки самолёта.

После возникновения срыва потока в участках 2 концы крыльев будут работать как самостоятельные крылья малых удлинений, они будут обтекаться плав«о, и на посадочных углах атаки зиачение проdCyКЗ водной ; в этих местах будет

а

больше яуля, благод-аря чему нри внезапном крене самолёта будет возникать демпфирующий момент. Вследствие плавного обтекания концов крыла сохранится эффективность элеронов.

Наивыгоднейшиегеометрические параметры крыльев, согласно изобретению, нужно подобрать расчётным и экспериментальным путём.

Как известно, увеличение поперечной устойчивости и управляемости и повышение антиштопорных свойств крыла может быть достигнуто посредством концевых предкрылков и шелей Локхида (значительно менее эффективных, чем предкрылки). Как ш.ели Локхида, так и предкрылки увеличивают лобовое сопротивление, ,а предкрылки, кроме того, сложны в конструктивном отношении. Применение крыльев, согласно изобретению, позволит не прибегать к предкрылкам и, во всяком случае, позволит значительно уменьшить их размеры, (размах, хорду).

Предмет изобретения

Крыло переменного профиля для летательных аппаратов, отличающееся тем, что, с целью предупреждения преждевременного срыва потока иа концевых участках крыла в области расположения элеронов и улучшения работы последних на критических углах атаки, в корневой и концевой части крыла применены профили с высокими значениями Сутах и Ккритич ПО сравнению с промежуто.чной частью, где установлен профиль с малыми значениями Сутах и «критич и малыми

dCy значениями при а 6°.