×
20.07.2015
216.013.626e

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.
Основные результаты: Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка, отличающееся тем, что выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, устройство образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома, размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета, устройство имеет вырез в нижней части, начинающийся от нижней точки внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху, форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства, внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа близкую форме внутренней поверхности предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства, высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.
Реферат Свернуть Развернуть

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Известно, что на режимах взлета и посадки при отклонении предкрылка возникает разрыв между фюзеляжем и предкрылком. В этой области возникает локальная зона нестационарного течения, которая приводит к ухудшению обтекания бортовой секции крыла, возникновению преждевременного локального отрыва потока при увеличении угла атаки и, как следствие, потере несущих свойств всего самолета. Для улучшения обтекания и смещения наступления отрыва на больших углах атаки в зоне сопряжения носовой части крыла и фюзеляжа используются различные устройства, такие как вихрегенераторы различного вида, удлинители предкрылка и другие элементы конструкции.

Применение вихрегенераторов в виде накладки позволяет при небольшом размере и без значительных конструктивных сложностей существенно изменить обтекание крыла и повысить несущие свойства летательного аппарата.

Принципы управления и конструктивные способы предотвращения отрыва потока на крыле описаны в книге: Чжен П. Управление отрывом потока. - М.: Мир, 1979, глава 4, стр. 200 - 304. Показано, что предотвратить локальный отрыв потока на крыле или затянуть этот процесс на большие углы атаки возможно либо с помощью предкрылков, либо вихрегенераторов, устанавливаемых на верхней поверхности крыла. Положительный эффект от применения этих элементов достигается за счет повышения энергии в области замедленного потока или роста уровня турбулентности в сечениях крыла, расположенных за вихрегенератором.

Известен дефлектор-вихрегенератор (см. статью T.D. Ward and R.S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. of Aircraft, vol. 22, N 6, 1985 г.), выполненный в виде треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки Xпк=75°, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом φдвг≈-30° относительно хорды крыла.

Недостатком, который можно указать, является то, что такой дефлектор-вихрегенератор "работает" как элемент предкрылка и радикального влияния на характер срыва на крыле не оказывает.

Известен дефлектор-вихрегенератор (Патент РФ №2128129. МПК B64C 23/06, опубл. 27.03.1999 г.), взятый за прототип, выполненный в виде треугольной пластины, установленной на фюзеляже или мотогондоле. Дефлектор-вихрегенератор выполнен с углом стреловидности передней кромки Xпк=70-76° и хордой bдвг=(0,5-0,6)ba, где bдвг - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом φдвг≈15-20° в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны , .

Однако на стреловидном крыле, образованном по сверхкритическим профилям, при использовании предкрылка течение в области стыка крыла и фюзеляжа становится более сложным, а такое техническое решение - малоэффективным.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является повышение несущих свойств летательного аппарата на околокритических углах атаки.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве для повышения несущих свойств летательного аппарата, представляющем собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка, накладка выполнена в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, устройство образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома, размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета, устройство имеет вырез в нижней части, начинающийся от нижней точки внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху, форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства, внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа, близкую форме внутренней поверхности предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства, высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.

На фиг. 1 изображена схема установки устройства,

на фиг. 2 изображена схема установки устройства, вид сверху,

на фиг. 3 изображено сечение крыла с устройством в сечении 1-1 в посадочной конфигурации,

на фиг. 4 изображено сечение крыла с устройством в сечении 1-1 в крейсерской конфигурации,

на фиг. 5 представлено сравнение картины векторных полей скоростей в сравнении с прототипом,

на фиг. 6 представлена экспериментальная зависимость изменения коэффициента подъемной силы Cy от угла атаки α,

на фиг. 7 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества K от угла атаки модели самолета в посадочной конфигурации для прототипа и предлагаемого устройства.

Вихрегенератор в виде накладки 1 установлен в области передней кромки 2 крыла 3, показанной на Фиг. 1 и 2. Накладка установлена на передней кромке крыла в виде его продолжения.

Форма накладки задается двумя сечениями передней кромки крыла. Первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка 4; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа 5 крыла с фюзеляжем 6 и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата 7, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома.

Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренним предкрылком и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета. Устройство имеет вырез 8 в нижней части, начинающийся от нижней точки 9 внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства. Вырез образован пересечением внутренней 10 и внешней 11 поверхностей устройства. Внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа, близкую форме внутренней плоскости предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.

Крепление накладки к крылу обуславливается конструкцией самолета и должно быть выполнено с обеспечением максимальной гладкости поверхностей крыла и накладки.

Устройство работает следующим образом. При обтекании стыка крыла и фюзеляжа на больших углах атаки возникают локальные зоны отрыва потока, которые при увеличении угла атаки быстро распространяются вдоль размаха крыла. При наличии вихрегенератора в виде накладки как на посадочном (фиг. 3), так и на крейсерском (фиг. 4) режимах полета самолета меняется характер течения потока. На крейсерском режиме - за счет более плавного стыка крыла и фюзеляжа, на посадочном режиме - вследствие образования вихря, сходящего с выреза на нижней части устройства. Схема сравнения поля скоростей для компоновки с предлагаемым устройством и без него, представленная на фиг. 5, показывает более плавный характер течения и отсутствие резких изменений в направлении и величине скорости у предлагаемого устройства.

Устройство изменяет обтекание области стыка крыла и фюзеляжа и направляет основную энергию набегающего потока над крылом, обеспечивая тем самым более благоприятное обтекание крыла за устройством, что позволяет обеспечить безотрывное обтекание крыла до больших значений угла атаки.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета со стреловидным крылом и предкрылком. Результаты испытаний показали, что предлагаемое устройство по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета в посадочной конфигурации на ΔCумах≈0.1÷0.15 (фиг. 6). При скорости потока, соответствующей числу M=0.2, установка устройства дала возможность увеличить аэродинамическое качество модели на режимах, близких к режиму Cумах, на ΔK≈0.2÷0.6 (фиг. 7).

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить несущие свойства летательного аппарата на режимах взлета и посадки, что, в свою очередь, позволит получить для среднемагистрального пассажирского самолета значительное увеличение полезной нагрузки либо сокращение необходимой длины взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка, отличающееся тем, что выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, устройство образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата, сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома, размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА, остальные размеры обусловлены геометрией предкрылка и зализа конкретного самолета, устройство имеет вырез в нижней части, начинающийся от нижней точки внутреннего торца и доходящий до срединной части устройства по размаху, форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства, внутренняя поверхность имеет форму со стороны фюзеляжа близкую форме внутренней поверхности предкрылка, с другой стороны она представляет собой плоскую поверхность, параллельную внешней поверхности устройства, высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 260 items.
10.02.2013
№216.012.2454

Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления

Заявленная группа изобретений относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использована при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Предложен новый способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы, содержащий новую технологию получения на границах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474802
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.03.2013
№216.012.302a

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерения неэлектрических величин при помощи тензометрических мостовых датчиков с инструментальными усилителями, запитанных постоянным током. Техническим результатом изобретения является повышение точности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477865
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.05.2013
№216.012.3cfa

Способ фрезерования на станках с чпу моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиадвигателестроении при обработке профиля пера рабочих лопаток газотурбинных двигателей, в частности аэродинамических моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей, имеющих малую толщину и осевые габариты 200-300 мм. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481177
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.4044

Система управления самолётом

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. Предлагаемая система улучшает характеристики продольного движения за счет введения блока оценки продольной устойчивости самолета и компенсации ее изменения по режимам полета. Ликвидируются характерные для интегральных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482022
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41f7

Способ создания потока газа в гиперзвуковой вакуумной аэродинамической трубе и аэродинамическая труба

Изобретения относятся к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Предложены способ создания потока и аэродинамическая труба (АДТ) непрерывного действия, охватывающая весь гиперзвуковой диапазон скоростей с числами Маха М≥5, причем для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482457
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.427e

Аэродинамический стенд для проведения фундаментальных исследований по генерации электроэнергии мгд-методами с использованием в качестве рабочего газа высокотемпературного водорода (h)

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к созданию аварийных энергетических установок большой мощности, работающих на принципе магнитогазодинамического преобразования энергии. Заявленное устройство включает источник высокотемпературного газа, устройство подачи присадки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482592
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.07.2013
№216.012.53c7

Треугольное крыло для сверхзвуковых летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487050
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.07.2013
№216.012.53c8

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487051
Дата охранного документа: 10.07.2013
20.07.2013
№216.012.57a0

Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект (варианты)

Изобретение относится к аэродинамике и к энергетическим установкам транспортных средств, в частности к устройствам для улучшения аэродинамического качества путем подвода энергии к их внешней поверхности. Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект, содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488040
Дата охранного документа: 20.07.2013
20.07.2013
№216.012.57cb

Способ измерения негерметичности изделий

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для измерения негерметичности изделий, работающих под избыточным давлением. Техническим результатом является повышение точности измерения негерметичности изделия в разных условиях окружающей среды при неодинаковых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488083
Дата охранного документа: 20.07.2013
Showing 1-10 of 163 items.
10.02.2013
№216.012.2454

Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления

Заявленная группа изобретений относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использована при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Предложен новый способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы, содержащий новую технологию получения на границах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474802
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.03.2013
№216.012.302a

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерения неэлектрических величин при помощи тензометрических мостовых датчиков с инструментальными усилителями, запитанных постоянным током. Техническим результатом изобретения является повышение точности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477865
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.05.2013
№216.012.3cfa

Способ фрезерования на станках с чпу моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиадвигателестроении при обработке профиля пера рабочих лопаток газотурбинных двигателей, в частности аэродинамических моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей, имеющих малую толщину и осевые габариты 200-300 мм. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481177
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.4044

Система управления самолётом

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. Предлагаемая система улучшает характеристики продольного движения за счет введения блока оценки продольной устойчивости самолета и компенсации ее изменения по режимам полета. Ликвидируются характерные для интегральных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482022
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41f7

Способ создания потока газа в гиперзвуковой вакуумной аэродинамической трубе и аэродинамическая труба

Изобретения относятся к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Предложены способ создания потока и аэродинамическая труба (АДТ) непрерывного действия, охватывающая весь гиперзвуковой диапазон скоростей с числами Маха М≥5, причем для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482457
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.427e

Аэродинамический стенд для проведения фундаментальных исследований по генерации электроэнергии мгд-методами с использованием в качестве рабочего газа высокотемпературного водорода (h)

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к созданию аварийных энергетических установок большой мощности, работающих на принципе магнитогазодинамического преобразования энергии. Заявленное устройство включает источник высокотемпературного газа, устройство подачи присадки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482592
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.07.2013
№216.012.53c7

Треугольное крыло для сверхзвуковых летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487050
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.07.2013
№216.012.53c8

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487051
Дата охранного документа: 10.07.2013
20.07.2013
№216.012.57a0

Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект (варианты)

Изобретение относится к аэродинамике и к энергетическим установкам транспортных средств, в частности к устройствам для улучшения аэродинамического качества путем подвода энергии к их внешней поверхности. Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект, содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488040
Дата охранного документа: 20.07.2013
20.07.2013
№216.012.57cb

Способ измерения негерметичности изделий

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для измерения негерметичности изделий, работающих под избыточным давлением. Техническим результатом является повышение точности измерения негерметичности изделия в разных условиях окружающей среды при неодинаковых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488083
Дата охранного документа: 20.07.2013
+ добавить свой РИД