ЗАКОНЦОВКА НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на крыльях самолетов.

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующей нижней поверхности несущей поверхности (патент РФ №2216480, МПК В64С 3/10, 2001).

В известной законцовке крыла летательного аппарата торцевая кромка концевой аэродинамической поверхности выполнена с уступом и с профилями, имеющими бóльшую кривизну по сравнению с концевыми сечениями крыла.

Однако умеренная стреловидность уступа концевой аэродинамической поверхности крыла летательного аппарата, близкая к стреловидности крыла, не способствует увеличению критического числа Маха на больших дозвуковых скоростях полета. То же можно сказать о профилях концевой аэродинамической поверхности, относительная кривизна которых больше, чем на исходном крыле. При этом величина подсасывающей силы на передней кромке уступа из-за его малого размаха не может оказаться существенной.

Таким образом, известная законцовка несущей поверхности крыла летательного аппарата не позволяет в полной мере реализовать возможность увеличения критического числа Маха и повышения аэродинамического качества на больших дозвуковых скоростях полета, сохраняя при этом несущие свойства на больших углах атаки.

Технической задачей изобретения является увеличение критического числа Маха, повышение аэродинамического качества летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях, а также несущих свойств крыла летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в законцовке крыла летательного аппарата, имеющей стреловидную переднюю кромку по размаху, нижняя поверхность которой образована плавным продолжением образующей нижней поверхности крыла, передняя кромка концевой части законцовки от точки пересечения нелинейной передней кромки законцовки с продолжением линии максимальных толщин крыла выполнена прямой и острой со стреловидностью 70-85 градусов, ее нижняя поверхность образована хордами профилей, параллельными плоскости симметрии крыла, а переход по нижней поверхности от крыла с тупым носком профиля к острому концевой части законцовки выполнен плавным, при этом верхняя поверхность законцовки образована продолжением верхней поверхности крыла и плавно замыкается на острой передней кромке ее концевой части.

Изобретение поясняется чертежами и графиками.

На фиг.1 изображена законцовка в плане;

на фиг.2 показан вид по стрелке А на фиг.1;

на фиг.3 показано сечение А-А на фиг.1;

на фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.1, на котором показана схема векторного взаимодействия концевой части законцовки с набегающим потоком V∞;

на фиг.5 показана зависимость угла α_р разрушения вихря на задней кромке крыла от угла стреловидности (χ);

на фиг.6 приведен график зависимости коэффициента продольного момента mz(α), позиция а - изобретение, позиция b - известное техническое решение;

на фиг.7 приведено сравнение величин критического числа Маха (Мкр.) в зависимости от максимальной относительной толщины профиля (Смах) предлагаемой законцовки крыла летательного аппарата (позиция а) и известной законцовки (позиция b);

на фиг.8 представлены графики сравнения по коэффициенту сопротивления (Сх) в зависимости от числа Маха (М) законцовки крыла летательного аппарата,

позиция а - изобретение, позиция b - известное техническое решение.

Законцовка 1 крыла 2 состоит из концевой части законцовки 3 и переходной зоны 4. Передняя кромка 5 концевой части законцовки выполнена прямой и острой с углом стреловидности 70-85 градусов. Нелинейная передняя кромка 6 переходной зоны 4 плавно сопряжена с передней кромкой 5 в точке 7, являющейся точкой пересечения с линией максимальных толщин 8 крыла 2.

Переход по нижней поверхности законцовки 1 от крыла 2 с тупым носком 9 профиля 11 к острому 12 выполнен таким образом, что по мере увеличения стреловидности передней кромки 6 законцовки 1 до ее максимального значения в точке 7 радиус носка 9 профиля 11 уменьшается плавно, сохраняя, таким образом, возможность реализации подсасывающей силы на участке переходной зоны с умеренной стреловидностью.

Верхняя поверхность законцовки 1 образована продолжением верхней поверхности 13 крыла 2, нижняя поверхность 14 концевой части законцовки образована хордами 15 профилей, параллельных плоскости симметрии самолета. Переход по нижней поверхности 16 в зоне 4 между крылом 2 и концевой частью 3 законцовки выполнен плавным.

Работа законцовки крыла летательного аппарата базируется на взаимодействии с полем вертикальных скосов вблизи конца крыла.

Из-за перепада давлений между верхней и нижней поверхностями концевой части законцовки возникает перетекание потока с нижней поверхности 14 концевой части 3 законцовки на верхнюю вокруг передней кромки 5 концевой части 3 законцовки со скоростью Vy (см. фиг.4), при этом угол местного вертикального скоса потока Δαм (см. фиг.4) может в 2-3 раза превышать угол атаки.

При обтекании концевой части законцовки на острой передней кромке 5 большой стреловидности происходит отрыв потока уже на малых углах атаки с образованием концевого вихря 17.

Для крыльев минимальный угол стреловидности по передней кромке, обеспечивающий устойчивое коническое течение вихря, составляет χ=70°. Увеличение угла стреловидности χ больше 85°, приводящее к дальнейшему уменьшению размаха концевой части законцовки, становится неэффективным.

Установлено, что концевые вихри 17 являются основным источником возникновения индуктивного скоса потока, а следовательно, индуктивного сопротивления. Расстояние между концевыми вихрями 17 определяет эффективный размах крыла (Lэф). С увеличением эффективного размаха крыла при неизменной площади увеличивается эффективное удлинение крыла.

В результате уменьшается индуктивное сопротивление и, следовательно, растет максимальное аэродинамическое качество Кmax.

По экспериментальным данным проекция 19 оси 18 вихря 17 на плоскость хорд законцовки расположена на расстоянии 70-75% полуразмаха концевой части законцовки 3.

При пересчете, например, на крыло известного технического решения расстояние между осями 18 концевых вихрей 17, определяющее эффективный размах (Lэф), будет отличаться от геометрического размаха на (~0,5-1,0%)L. Таким образом, законцовка крыла летательного аппарата позволяет максимально разнести концевые вихри по размаху.

Из экспериментов известно, что для стреловидных крыльев характерен концевой срыв потока, сопровождаемый потерей подъемной силы концов крыла, в результате чего возникает неблагоприятная тенденция летательного аппарата к кабрированию.

Устойчивость концевого вихря 17 и индуцируемое им разрежение на верхней поверхности законцовки, а также ее несущие свойства сохраняются до больших углов атаки, вплоть до разрушения вихря (фиг.5). В результате затягивается появление кабрирующего момента на Δα (фиг.6). В изобретении реализовано уменьшение максимальной относительной толщины профиля законцовки, в результате чего увеличено критическое число Маха (фиг.7), что смещает на большие скорости начало роста волнового сопротивления Схв (см. фиг.8).

Уменьшение максимальной относительной толщины профиля законцовки одновременно сопровождается увеличением относительной кривизны средней линии профилей законцовки (фиг.4) на и автоматически реализует эффект отгиба носка профиля.

Использование изобретения позволяет увеличить критическое число Маха, повысить аэродинамическое качество летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях и несущие свойства крыла летательного аппарата.