Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

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 X_пк=75°, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом φ_двг≈-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 X_пк=70-76° и хордой b_двг=(0,5-0,6)b_a, где b_двг - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом φ_двг≈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 ΔC_умах≈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 C_умах, 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).