АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета.

Форма аэродинамических профилей оказывает наибольшее влияние на аэродинамические характеристики крыльев.

В настоящее время консольные части большинства крыльев для дозвуковых и околозвуковых скоростей полета выполняются из аэродинамических профилей, включающих носовой участок круговой формы, плавно сопрягающийся с контурами верхней и нижней поверхности, соединяющимися на задней кромке профиля. В большинстве случаев круговая форма носовых частей аэродинамических профилей крыла выполняется в виде участка окружности. Величина радиуса окружности носового участка профиля оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики.

Аналогом предлагаемого изобретения является известный аэродинамический профиль Уиткомба с носовой частью, выполненной в виде окружности с большим радиусом равным r=2с² (где с - относительная толщина профиля) (патент США №3952971, US CL 244/35R, 1976 г.). Данный профиль имеет отрицательную вогнутость средней линии в области максимальной толщины. На данном профиле околозвуковой кризис обтекания (резкий рост сопротивления) наступает при более высоких значениях чисел Маха по сравнению с профилями других типов. Недостатками данного профиля являются низкое значение коэффициента максимальной подъемной силы и высокое аэродинамическое сопротивление на докритических скоростях полета.

Известна модификация аэродинамического профиля крыла со смещенной вниз передней кромкой и увеличенным радиусом носовой части профиля до относительного значения r=1,29% хорды при сохранении формы верхней поверхности (патент США №4050651, US CL244/35R, 1977 г.). Предложенная модификация формы носовой части профиля крыла позволяет увеличивать коэффициент максимальной подъемной силы крыла на взлетно-посадочных скоростях. Недостатком аэродинамического профиля со смещением вниз и увеличением радиуса носовой части является увеличение сопротивления на малых углах атаки при крейсерском режиме полета. Увеличение сопротивления обусловлено возникновением пика разрежения у носка профиля со стороны нижней поверхности, который приводит к утолщению пограничного слоя, возникновению вихреобразования не нижней поверхности профиля и росту аэродинамического сопротивления.

Прототипом предлагаемого изобретения является аэродинамический профиль крыла с относительно большой положительной вогнутостью и носовой частью круговой формы с относительно малым радиусом, приблизительно 1,45% хорды при максимальной относительной толщине профиля 16% хорды (патент ЕР А1 0068121, МПК В64С 3/14, 1982 г.).

Относительно малый радиус окружности носовой части профиля обеспечивает ему плавное, благоприятное обтекание и малое аэродинамическое сопротивление на малых углах атаки при крейсерских скоростях полета.

Недостатком прототипа является то, что относительно малый радиус окружности носовой части профиля ограничивает величину коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является обеспечение увеличения коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях полета без увеличения коэффициента аэродинамического сопротивления на крейсерских скоростях полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что профиль крыла, включающий носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности, выполнен с носовой частью от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности в виде окружности большего радиуса, сопрягающейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля.

Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 7-10% хорды профиля, а малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 1-2% хорды профиля.

На фиг. 1 представлен общий вид и схема построения формы носовой части предлагаемого профиля крыла.

На фиг. 2 представлено сравнение предлагаемого профиля крыла и профиля-прототипа по данным, приведенным в патенте ЕР А1 0068121, МПК В64С 3/14, 1982 г.

На фиг. 3 представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для предлагаемого профиля крыла и профиля крыла прототипа на взлетно-посадочных скоростях полета.

На фиг. 4 представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх на крейсерской скорости полета.

Предлагаемый аэродинамический профиль крыла выполнен с носовой частью 1, состоящей из большой окружности с радиусом R и малой окружности с радиусом r (фиг. 1, фиг. 2). Обе окружности соединяются на передней кромке профиля с общей касательной. Центры большой и малой окружностей могут находиться на хорде профиля 4. В этом случае, общая касательная окружностей будет перпендикулярна хорде профиля. Большая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром верхней поверхности 3 и является ее частью. Малая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром нижней поверхности 2 и является ее частью.

Проведенные параметрические исследования показали, что наилучший эффект достигается при выполнении большого радиуса окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля равным 7-10% хорды профиля, а малого радиуса окружности со стороны нижней поверхности профиля равным 1-2% хорды профиля.

Большой радиус окружности носовой части профиля со стороны верхней поверхности обеспечивает профилю более высокие значения коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях с числом М≈0,15 (фиг. 3).

Малый радиус окружности носовой части профиля со стороны нижней поверхности обеспечивает предлагаемому профилю сохранение малого аэродинамического сопротивления на малых углах атаки со значениями Су=0,3-0,5 при крейсерской скорости полета с числом М≈0,6 (фиг. 4).

Эффективность использования предлагаемого профиля в крыле на модели транспортного самолета была подтверждена экспериментально.