Пристрій для підвищення несучих властивостей літального апарату

 

Пропоноване винахід відноситься до авіаційної техніки і може бути використане на цивільних літаках зі стрілоподібним крилом і предкрилков в компонуванні низькоплан при дозвукових і навколозвуковою швидкостях польоту.

Відомо, що на режимах зльоту і посадки при відхиленні предкрилка виникає розрив між фюзеляжем і предкрилков. В цій галузі виникає локальна зона нестаціонарного течії, яка призводить до погіршення обтікання бортовий секції крила, виникнення передчасного локального відриву потоку при збільшенні кута атаки і, як наслідок, втрату несучих властивостей всього літака. Для поліпшення обтікання і зміщення настання відриву на великих кутах атаки в зоні сполучення носовій частині крила і фюзеляжу використовуються різні пристрої, такі як вихрегенератори різного виду, подовжувачі предкрилка і інші елементи конструкції.

Застосування вихрегенераторов у вигляді накладки дозволяє при невеликому розмірі і без значних конструктивних складнощів істотно змінити обтікання крила і підвищити несучі властивості літального апарату.

Принципи управління і конструктивні способи запобігання відриву потоку на крилі описані в книзі: �отока на крилі або затягнути цей процес на великі кути атаки можливе або за допомогою предкрилків, або вихрегенераторов, що встановлюються на верхній поверхні крила. Позитивний ефект від застосування цих елементів досягається за рахунок підвищення енергії в області уповільненої потоку або зростання рівня турбулентності в перерізах крила, розташованих за вихрегенератором.

Відомий дефлектор-вихрегенератор (див. статтю T. D. Ward and R. S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. of Aircraft, vol. 22, N 6, 1985 р.), виконаний у вигляді трикутної пластини з кутом стріловидності передньої кромки Xпк=75°, що встановлюється на фюзеляжі або мотогондолі в місці їх зчленування з крилом у його передньої кромки під кутом φдвг≈-30° щодо хорди крила.

Недоліком, який можна вказати, є те, що такий дефлектор-вихрегенератор "працює" як елемент предкрилка і радикального впливу на характер зриву на крилі не робить.

Відомий дефлектор-вихрегенератор (Патент РФ №2128129. МПК B64C 23/06, опубл. 27.03.1999 р.), взятий за прототип, виконаний у вигляді трикутної пластини, встановленої на фюзеляжі або мотогондолі. Дефлектор-вихрегенератор виконаний з кутом стріловидності передньої кромки Xпк=70-76° і хордою bдвг=(0,5-0,6)ba, де bдвг- середня аеродинамічна хорда крила, і встановлений нЀомки крила, віднесені до його хорди, відповідно дорівнюютьxдвр=±0,005,Yдвр=0,3...0,4.

Однак на стрілоподібному крилі, утвореному з надкритичним профілів, при використанні предкрилка течія в області стику крила і фюзеляжу стає більш складним, а таке технічне рішення - малоефективним.

Завданням і технічним результатом цього винаходу є підвищення несучих властивостей літального апарату на околокритических кутах атаки.

Рішення поставленого завдання і технічний результат досягається тим, що в пристрої для підвищення несучих властивостей літального апарату, який представляє собою вихрегенератор у вигляді накладки, встановленої на внутрішній секції предкрилка, накладка виконана у вигляді профільованої секції предкрилка, продовженого на зализ крила з фюзеляжем, пристрій утворено з двох перетинів передньої кромки крила: перше сечеляжем і площини, паралельній площині симетрії літального апарату, перетин взято таким чином, що продовжує внутрішню площину предкрилка за розмахом крила без зламу, розмір пристрою за розмахом становить приблизно 75% відстані між внутрішньою площиною предкрилка і фюзеляжем ЛА, інші розміри обумовлені геометрією предкрилка і зализа конкретного літака, пристрій має виріз в нижній частині, що починається від нижньої точки внутрішнього торця і доходить до серединної частини пристрою за розмахом, форма вирізу являє собою полупараболу, обмежену площиною, паралельною площині внутрішнього торця пристрою, виріз утворений перетином внутрішньої і зовнішньої поверхонь пристрою, внутрішня поверхня має форму з боку фюзеляжу, близьку формі внутрішньої поверхні предкрилка, з іншого боку вона являє собою плоску поверхню, паралельну зовнішньої поверхні пристрою, висота вирізу становить 34% габаритної висоти пристрою.

На фіг. 1 зображена схема установки пристрою,

на фіг. 2 зображена схема установки пристрою, вид зверху,

на фіг. 3 зображено переріз крила з пристроєм в перерізі 1-1 в посадковій конфігурації,

н�кнт порівняння картини векторних полів швидкостей у порівнянні з прототипом,

на фіг. 6 представлена експериментальна залежність зміни коефіцієнта підйомної сили Cy від кута атаки α,

на фіг. 7 наведено експериментальні залежності аеродинамічного якості K від кута атаки моделі літака в посадковій конфігурації для прототипу і запропонованого пристрою.

Вихрегенератор у вигляді накладки 1 встановлений в області передньої кромки 2 крила 3, показаної на Фіг. 1 і 2. Накладка встановлена на передній крайці крила у вигляді його продовження.

Форма накладки задається двома перерізами передньої кромки крила. Перше розтин - внутрішня площина предкрилка 4; друге перетин - перетин частині передньої кромки зализа 5 крила з фюзеляжем 6 і площини, паралельної площині симетрії літального апарату 7, перетин взято таким чином, що продовжує внутрішню площину предкрилка за розмахом крила без зламу.

Розмір пристрою за розмахом становить приблизно 75% відстані між внутрішнім предкрилков і фюзеляжем ЛА, інші розміри обумовлені геометрією предкрилка і зализа конкретного літака. Пристрій має виріз 8 у нижній частині, що починається від нижньої точки 9 внутрішнього торця і доходить до серединної частини пристрою з розмахом. Форма виреойства. Виріз утворений перетином внутрішньої 10 і зовнішньої 11 поверхонь пристрою. Внутрішня поверхня має форму з боку фюзеляжу, близьку формі внутрішньої площини предкрилка, з іншого боку вона являє собою плоску поверхню, паралельну зовнішньої поверхні пристрою. Висота вирізу становить 34% габаритної висоти пристрою.

Кріплення накладки до крила обумовлюється конструкцією літака і повинно бути виконано із забезпеченням максимальної гладкості поверхонь крила і накладки.

Пристрій працює наступним чином. При обтіканні стику крила і фюзеляжу на великих кутах атаки виникають локальні зони відриву потоку, які при збільшенні кута атаки швидко поширюються уздовж розмаху крила. При наявності вихрегенератора у вигляді накладки як на посадковому (фіг. 3), так і на крейсерському (фіг. 4) режимах польоту літака змінюється характер течії потоку. На крейсерському режимі - за рахунок більш плавного стику крила і фюзеляжу, на посадковому режимі - внаслідок утворення вихору, що сходив з вирізу на нижній частині пристрою. Схема порівняння поля швидкостей для компонування з запропонованим пристроєм і без нього, представлена на фіг. 5, показує більш плавЕтва.

Пристрій змінює обтікання області стику крила і фюзеляжу і направляє основну енергію набігаючого потоку над крилом, забезпечуючи тим самим більш сприятливий обтікання крила за пристроєм, що дозволяє забезпечити безотривное обтікання крила до більших значень кута атаки.

Були виконані дослідження в аеродинамічній трубі на моделі літака зі стрілоподібним крилом і предкрилков. Результати випробувань показали, що пропоноване пристрій порівняно з прототипом дозволяє збільшити максимальне значення коефіцієнта підйомної сили літака в посадковій конфігурації на ΔCумах≈0.1÷0.15 (фіг. 6). При швидкості потоку, що відповідає числу M=0.2, установка пристрою дала можливість збільшити аеродинамічний якість моделі на режимах, близьких до режиму Cумахна ΔK≈0.2÷0.6 (фіг. 7).

Використання пропонованого винаходу дозволить підвищити несучі властивості літального апарату на режимах зльоту і посадки, що, в свою чергу, дозволить отримати для середньомагістрального пасажирського літака значне збільшення корисного навантаження або скорочення необхідної довжини злітно-посадкової смуги (ЗПС).

Пристрій для підвищення несучих властивостей і предкрилка, відрізняється тим, що виконано у вигляді профільованої секції предкрилка, продовженого на зализ крила з фюзеляжем, пристрій утворено з двох перетинів передньої кромки крила: перше розтин - внутрішня площина предкрилка; друге перетин - перетин частині передньої кромки зализа крила з фюзеляжем і площини, паралельної площині симетрії літального апарату, перетин взято таким чином, що продовжує внутрішню площину предкрилка за розмахом крила без зламу, розмір пристрою за розмахом становить приблизно 75% відстані між внутрішньою площиною предкрилка і фюзеляжем ЛА, інші розміри обумовлені геометрією предкрилка і зализа конкретного літака, пристрій має виріз в нижній частині, що починається від нижньої точки внутрішнього торця і доходить до серединної частини пристрою за розмахом, форма вирізу являє собою полупараболу, обмежену площиною, паралельною площині внутрішнього торця пристрою, виріз утворений перетином внутрішньої і зовнішньої поверхонь пристрою, внутрішня поверхня має форму з боку фюзеляжу близьку формі внутрішньої поверхні предкрилка, з іншого боку вона являє собою плоску поверхню, па�

 

Схожі патенти:

Крило літака

Винахід відноситься до галузі авіації. Крило виконано у вигляді лотка змінного перерізу і звужується від носа до хвоста літака. Конструкція крила складається з несучого каркаса, верхній і нижній обшивок, двох бічних секцій і двох елеронів. На нижній обшивці встановлені і закріплені короткі стрижні з можливістю гасіння швидкості повітряного потоку. Винахід спрямовано на збільшення підйомної сили. 4 іл.

Трикутне крило надзвукового літального апарату

Винахід відноситься до області авіаційної техніки. Трикутне крило надзвукового літального апарата має вершину і центральну хорду, розташовані в площині симетрії крила, прямолінійні передні кромки, що виходять з вершини, задню кромку, розташовану в перпендикулярній до центральної хорді площині, і неплоску серединну поверхню, обмежену передніми і задньою кромками. Неплоская серединна поверхня трикутного крила сформована так, що забезпечено суперэллиптическое розподіл місцевого кута атаки по розмаху крила. Винахід спрямовано на зменшення аеродинамічного опору при заданій підйомної силі в надзвуковому діапазоні швидкостей. 4 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до авіаційної техніки. Крило літального апарату складається з центроплана і консолі, виконано з подовженням λ=7-11, звуженням η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° і містить надкритичні профілі. Передня кромка крила прямолінійна при вигляді зверху. Задня кромка виконана з напливом, величина радіусів шкарпеток перерізів крила, віднесених до місцевої хорді rH.≤0.8%. Форма верхньої поверхні перерізів крила виконана з ділянкою малої кривизни, що становлять 30-50% хорди профілю, і визначена співвідношенням Ув.п./Ув.п.max≥0.75 та положенням максимальної ординати верхній поверхні в діапазоні 35-45% хорди профілю. Форма нижній поверхні профілю виконана з підрізуванням в хвостовій частині профілю. Винахід спрямовано на забезпечення високого рівня аеродинамічного якості і паливної ефективності на великих дозвукових швидкостях польоту Мкрейс=0,88-0,92. 5 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Крило літального апарата містить прикріплене до фюзеляжу трикутної форми тіло, забезпечене вертикально встановленими по його краю розсікачами набігаючого повітряного потоку, кожен з яких має головний і два хвостових ділянки. Головний ділянка розташована перед краєм тіла паралельно вертикальній площині, що проходить уздовж фюзеляжу. Один з хвостових ділянок прикріплений до верхньої аеродинамічної поверхні тіла з відгином в бік від фюзеляжу. Інший хвостовій ділянку прикріплений до нижньої аеродинамічної поверхні тіла з відгином в бік фюзеляжу. Кут відгин хвостового ділянки розсікача, прикріпленого до верхньої аеродинамічної поверхні, становить 5-15°. Кут відгин хвостового ділянки розсікача, прикріпленого до нижньої аеродинамічної поверхні, становить 5-15°. Винахід спрямовано на підвищення підйомної сили крила. 2 з.п. ф-ли, 5 іл.

Законцовка крила літального апарату

Винахід відноситься до авіаційної техніки. Законцовка крила літального апарату має кореневої профіль, який виконаний з S-подібною середньою лінією і ділянкою негативною угнутості довжиною 20-70% хорди. Изломний і кінцевий профілі законцовки виконані з позитивною увігнутістю. Законцовка має наплив в кореневій частині та злам по передній крайці. Винахід спрямовано на збільшення аеродинамічного якості. 7 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до авіаційної техніки. Крило літального апарату складається з центроплана, консолей. Крило виконано з подовженням λ=9,6÷10,5, звуженням η=3,5÷4,0 і стреловидностью χ=25÷30°. Передня і задня кромки при вигляді зверху виконані прямолінійними. Задня кромка крила на ділянці 30-50% від його розмаху має округлення. Значення радіусів шкарпеток профілів крила, віднесених до місцевої хорде, становить гн≥0,9%. Розподілу товщин перерізів профілів крила характеризуються положенням максимальної товщини на ділянці 30-50% хорди профілю і збільшеною до значень C70%≥7% хорди товщини хвостовій частині профілю. Середня лінія профілів крила за формою має увігнутий ділянку в діапазоні від носка профілю і до 60% хорди, крім кінцевих профілів крила. Винахід спрямовано на підвищення підйомної сили. 8 іл.

Високоефективне сверхзвуковое крило з ламінарним потоком

Конструкція околозвукового і надзвукового крила з ламінарним обтіканням літального апарату включає гібридний плоский розрізної закрилок, пов'язаний з крилом і містить плоский закрилок, отклоняемий вниз під першим кутом, і розрізний закрилок, отклоняемий вниз під другим кутом, який перевищує перший кут. Конструкція може включати наплив, що тягнеться попереду внутрішньої протяжності крила, скошену законцовку крила, зворотний зализ на сполученні напливу або фюзеляжу з передньою кромкою крила, внутрішній предкрилок, тягнеться приблизно на 15% від розмаху консолі крила, і гібридний плоский розрізної закрилок розташований на задній кромці крила. Винахід спрямовано на зменшення позитивного градієнта тиску на задній частині верхньої поверхні закрилка. 16 з.п. ф-ли, 3 іл.

Кінцеві крильця, містять поверхні з поглибленням, і відповідні системи і способи

Винахід відноситься до кінцевих крильцям, що містить поверхні з поглибленням, і до способу зниження лобового опору

Трикутне крило для надзвукових літальних апаратів

Винахід відноситься до області авіаційної техніки

Крило літака

Винахід відноситься до галузі авіації. Крило літака виконано у вигляді тонкої пластини, рівномірної товщини за профілем, загостреною спереду. Крило включає внутрішній несучий каркас, верхню і нижню обшивки, закрилки і елерони. Крило в плані являє кубічну параболу, встановлену віссю паралельно осі фюзеляжу. На верхній обшивці крила закріплена вихрова гребінка з трьох форсунок, яка набігаючий на неї ламінарний повітряний потік перетворює в турбулентну вихрову пелену. Винахід спрямовано на зниження опору. 3 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Крило літального апарата містить прикріплене до фюзеляжу трикутної форми тіло, забезпечене вертикально встановленими по його краю розсікачами набігаючого повітряного потоку, кожен з яких має головний і два хвостових ділянки. Головний ділянка розташована перед краєм тіла паралельно вертикальній площині, що проходить уздовж фюзеляжу. Один з хвостових ділянок прикріплений до верхньої аеродинамічної поверхні тіла з відгином в бік від фюзеляжу. Інший хвостовій ділянку прикріплений до нижньої аеродинамічної поверхні тіла з відгином в бік фюзеляжу. Кут відгин хвостового ділянки розсікача, прикріпленого до верхньої аеродинамічної поверхні, становить 5-15°. Кут відгин хвостового ділянки розсікача, прикріпленого до нижньої аеродинамічної поверхні, становить 5-15°. Винахід спрямовано на підвищення підйомної сили крила. 2 з.п. ф-ли, 5 іл.

Законцовка крила літального апарату

Винахід відноситься до області авіаційної. Законцовка крила літального апарату має кінцеву шайбу, забезпечену додаткової аеродинамічній стріловидної поверхнею малого подовження з гострою передньою кромкою, змонтованої з зовнішньої сторони кінцевий шайби на її кінці. Задня кромка додаткової аеродинамічної поверхні поєднана з задньою кромкою кінцевий шайби, носок розташований на передній кромці кінцевий шайби нижче рівня задньої кромки відносно осі кінцевий хорди. Стреловидность гострої передньої кромки становить 60-85°. Додаткова аеродинамічна стрілоподобна поверхнею малого подовження виконана з додатковою гострої передньою кромкою, змонтованої з внутрішньої сторони кінцевий шайби і утворює з гострою передньою кромкою, змонтованої з зовнішньої сторони кінцевий шайби, стреловидность 76-87°. Винахід спрямовано на підвищення аеродинамічної ефективності крила. 3 іл.

Непланарная законцовка крила для крил літака і крило, що містить таку законцовку

Законцовка (W; W1, W2) крила (Т; 10а, 10b) містить підставу (Е1) і вершину (Е2). Локальний двогранний кут законцовки (W; W1, W2) крила безперервно збільшується або зменшується від основи (Е1) до вершини (Е2). Локальна стреловидность по задній кромці (50) безперервно збільшується у своєму проходженні від заснування (Е1) до вершини (Е2) законцовки (W; W1, W2) крила. Локальна стреловидность по передній кромці (60) безперервно збільшується в проходженні передньої кромки (60) від заснування (Е1) до першої проміжної точки (61а), безперервно зменшується від першої проміжної точки (61а) до другої проміжної точки (62а) і безперервно збільшується від другої проміжної точки (62а) до області перед вершиною (Е2) законцовки (W; W1, W2) крила. Крило містить законцовку. Група винаходів спрямована на поліпшення аеродинамічних характеристик. 2 н. і 8 з.п. ф-ли, 6 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Крило літального апарата містить верхню і нижню аеродинамічні поверхні, елементи відхилення стікають повітряних потоків у вигляді закрилків і елеронів. Елемент відхилення стікають повітряних потоків має вигини краю, які виконані в пластинах, прикріплених до стінок елементів відхилення стікають повітряних потоків. Вигин краю має форму синусоїди або асимптоти. Винахід направлено на спрощення конструкції. 5 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Крило літального апарата містить каркас, обшивку, елементи відхилення повітряного потоку, що обтікає верхню і нижню аеродинамічні поверхні, загострене з кінців довгасте тіло у формі циліндра, прикріплене боком до торцевої частини крила і забезпечене радіально закріпленими лопатями. Лопаті встановлені по гвинтовій лінії і мають змінну висоту, що збільшується по напрямку руху зустрічного повітряного потоку. Винахід спрямовано на обмеження у торцевій частині крила вихрових шнурів. 3 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі авіації. Крило літального апарата містить каркас, обшивку, елементи відхилення повітряного потоку, що обтікає верхню і нижню аеродинамічні поверхні, прикріплене боком до торцевої частини крила загострене з кінців довгасте тіло, що має напірне сопло. Довгасте тіло має форму багатогранника з вертикально прикріпленими до граней лопатями змінної висоти, збільшується по напрямку руху зустрічного повітряного потоку. Лопаті на гранях розташовані похило по відношенню до осьової лінії довгастого тіла. Напірне сопло розташоване на кінці довгастого тіла вздовж осьової лінії. Винахід направлено на руйнування вихрових шнурів у торцевій частині крил. 2 з.п. ф-ли, 3 іл.

Літальний апарат

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Літальний апарат містить фюзеляж з прикріпленими до нього крилами, що мають елементи відхилення повітряного потоку, що обтікає верхні і нижні аеродинамічні поверхні, хвостове оперення, двигун, шасі. До торцевої частини кожного крила прикріплена сітчаста пластина, розташована паралельно вертикальній площині, що проходить уздовж фюзеляжу. Сітчаста пластина виконана у формі трапеції і має отвори, розмір яких збільшується по мірі віддалення від верхньої і нижньої аеродинамічних поверхонь. Винахід спрямовано на обмеження освіти вихрового шнура у торцевій частині крила. 1 з.п. ф-ли, 3 іл.

Крило літального апарату

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів, переважно літаків цивільної та транспортної авіації. Крило літального апарата містить каркас, обшивку, елементи відхилення повітряного потоку, що обтікає верхню і нижню аеродинамічні поверхні. Крило забезпечено сітчастої пластиною, розташованою біля торцевої частини вздовж нижньої аеродинамічної поверхні. Сітчаста пластина виконана висувний з щілинного отвору в торцевій частині крила. Сітчаста пластина має трикутну форму і розмір отворів, збільшується у міру видалення від торцевої частини. Винахід спрямовано на обмеження освіти вихрового шнура у торцевій частині крила. 2 з.п. ф-ли, 4 іл.

Кінцеві крильця, містять поверхні з поглибленням, і відповідні системи і способи

Винахід відноситься до кінцевих крильцям, що містить поверхні з поглибленням, і до способу зниження лобового опору
Up!