НЕСУЩАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 1995 года по МПК B64C3/44 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на самолетах, преимущественно в схемах с расположением двигателей на крыле около фюзеляжа.

Известно устройство для снижения сопротивления интерференции крыла и фюзеляжа, выполненное в виде зализа, расположенного между поверхностями их сопряжения, и ослабляющее вредное взаимодействие полей скоростей, что позволяет уменьшить потери аэродинамического качества самолета.

Недостатком такого устройства является невозможность ликвидации пика разрежения в носовой части профиля крыла, прилегающей к фюзеляжу, что уменьшает выигрыш от снижения интерференции. Этот недостаток в еще большей степени проявляется в схемах самолетов с близким к фюзеляжу расположением мотогондол двигателей, когда положительный эффект от установки зализа парируется дополнительными скоростями, индуцируемыми на крыле мотогондолами, что затрудняет обеспечение безотрывного обтекания в месте стыка агрегатов.

Наиболее близким техническим решением к изобретению является несущая аэродинамическая поверхность летательного аппарата, содержащая основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее передней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогондолами, установленными на верхней поверхности крыла, и уменьшающим относительную толщину профиля несущей поверхности.

Недостатком этого технического решения является то, что принятая форма наплыва на несущей поверхности уменьшает положительную вогнутость носовой части профиля крыла, в результате чего пик разрежения на верхней поверхности крыла не устраняется, увеличивая толщину пограничного слоя и смещая точку отрыва вперед по потоку. Указанный недостаток приводит к потере части прироста аэродинамического качества самолета от снижения сопротивления интерференции за счет уменьшения относительной толщины бортовых сечений крыла.

Цель изобретения повышение аэродинамического качества самолета путем снижения сопротивления интерференции.

Поставленная цель достигается тем, что в несущей аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащей основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее передней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогондолами, установленными на верхней поверхности крыла, наплыв выполнен с передней кромкой, расположенной ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности.

При этом передняя кромка наплыва расположена впереди основной аэродинамической поверхности на расстоянии, составляющей 4-8% ее хорды, и ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности на 1-2% ее хорды, а радиус носка наплыва выполнен равным 40-50% радиусе носка основной аэродинамической поверхности.

На фиг.1 изображен летательный аппарат, вид в плане, с наплывом по передней кромке (двигатели установлены близко к фюзеляжу); на фиг.2 сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 зависимость распределения относительного давления на верхней и нижней поверхностях профиля основной аэродинамической поверхности без и с наплывом по передней кромке; на фиг.4 зависимость аэродинамического качества самолета от коэффициента подъемной силы для основной аэродинамической поверхности с наплывом и без него; на фиг.5 зависимость аэродинамического качества самолета от числа М для основной аэродинамической поверхности с наплывом и без него.

На крыле 1 (основная аэродинамическая поверхность) выполнен наплыв 2, расположенный между фюзеляжем 3 и мотогондолами 4 (фиг.1).

Передняя кромка 5 наплыва 2 находится на расстоянии l, равном 1-2% хорды 6 крыла 1, ниже передней кромки 7 крыла 1 и на расстоянии L, равном 4-8% хорды 6, впереди передней кромки 7, причем величина радиуса r носка наплыва 2 составляет 40-50% величины радиуса R носка крыла 1 (фиг.2).

Обтекание крыла 1 без наплыва 2 характеризуется наличием пика 8 разрежения эпюры 9 распределения давления по верхней поверхности крыла 1 (фиг.3), что неблагоприятно сказывается на сопротивлении интерференции крыла 1 и фюзеляжа 3 в присутствии мотогондол 4.

Установка наплыва 2 существенно изменяет эпюру 9 распределения давления в сторону ликвидации пика 8 разрежения, который отсутствует на эпюре 10 распределения давления на верхней поверхности крыла 1.

Плавность обтекания нижней поверхности крыла 1 достигается при значении величины К неравномерности относительного давления, равном 0,05 (фиг.3).

Эффективность применения предлагаемого изобретения показана на примере сравнения зависимостей аэродинамического качества самолета с установкой наплыва на несущей поверхности (кривая 11) и без наплыва (кривая 12) при числе М 0,65 (фиг.4); для режимов полета при числе М 0,4-0,75 кривые 13 и 14 соответственно (фиг.5). Выигрыш в аэродинамическом качестве самолета от снижения сопротивления интерференции при М 0,65 и Cy 0,4-0,6 составляет 0,4-0,7 единицы.

1. НЕСУЩАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее передней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогондолами, установленными на верхней поверхности крыла, отличающаяся тем, что, с целью повышения аэродинамического качества, наплыв выполнен с передней кромкой, расположенной ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности. 2. Поверхность по п.1, отличающаяся тем, что передняя кромка наплыва расположена впереди основной аэродинамической поверхности на расстоянии, составляющей 4-8% ее хорды, и ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности на 1-2% ее хорды, при этом радиус носка наплыва выполнен равным 40-50% радиуса носка основной аэродинамической поверхности.