способ повышения несущих свойств крыльев

Формула изобретения

Способ повышения несущих свойств крыльев, основанный на использовании выдува одной или нескольких щелевых струй на поверхность крыльев, отличающийся тем, что увеличивают интенсивность выдува струй до величины, превышающей величину, соответствующую безотрывному обтеканию, увеличивают угол атаки профиля до тех пор, пока направление сходящей с выходной кромки профиля щелевой струи будет близко к перпендикулярному по отношению к направлению скорости набегающего потока.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательных аппаратов.

Известен способ повышения несущих свойств крыльев на докритических углах атаки (при отсутствии отрывов потока на носике профиля), когда на поверхность отклоняемого закрылка выдувается щелевая струя для устранения отрыва над отклоняемым закрылком [1], [2].

Недостатком способа является то, что прирост аэродинамической подъемной силы реализуется в основном за счет устранения отрыва на отклоненном закрылке. При увеличении импульса выдуваемой струи больше необходимого для обеспечения безотрывного обтекания подъемная сила растет за счет вертикальной составляющей избыточного импульса струи (импульса щелевой струи, сходящей с выходной кромки закрылка), а аэродинамическая часть подъемной силы остается неизменной.

Известен также способ повышения несущих свойств крыльев, принятый за прототип, когда дополнительно к выдуву на отклоняемый закрылок осуществляется и выдув щелевой в передней части профиля. Такой выдув позволяет обеспечивать безотрывное обтекание всего профиля при больших углах атаки [3], [4].

Недостатком этого способа, как и аналога, является то, что прирост аэродинамической подъемной силы реализуется только за счет устранения отрывов на всем профиле при его обтекании на больших углах атаки.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамической подъемной силы по сравнению с той, которая имеет место при ликвидации отрывов на профиле.

Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств крыльев или их элементов (или каких-либо вспомогательных несущих поверхностей) для сокращения длины разбега и пробега самолетов или каких-либо других летательных аппаратов.

Технический результат достигается тем, что при выдуве на поверхность профиля одной или нескольких щелевых струй на поверхность крыльев увеличивают интенсивность выдува струй до величины, превышающей величину, соответствующую безотрывному обтеканию, и увеличивают угол атаки профиля до тех пор, пока направление сходящей с выходной кромки профиля щелевой струи будет близко к перпендикулярному по отношению к направлению скорости набегающего потока.

При выполнении пересчисленных условий критическая точка и разделительная линия тока набегающего потока смещается вниз по направлению к выходной части профиля (или даже располагается в потоке ниже выходной кромки), что вызывает поворот набегающего потока в сторону носовой части профиля, огибая которую этот поток создает подсасывающую силу. При этом чем больше интенсивность выдуваемой струи (или струй), тем ниже располагается разделительная линия и тем больше создается подсасывающая сила.

Таким образом в отличие от прототипа подъемная сила на этих режимах будет расти не только из-за вертикальной составляющей импульса, сходящей с задней кромки щелевой струи, но и из-за возрастающей подсасывающей силы на носовой части профиля.

На фиг. 1-а, б представлены принципиальные схемы обтекания профилей при реализации предлагаемого способа для случая, когда используется одна щелевая струя; на фиг. 2-а показана принципиальная схема проведения экспериментов, доказывающих правомерность предложенного способа; на фиг.2-б приведены конфигурации исследованных профилей; на фиг.3 и 4 - результаты экспериментов для различных интенсивностей выдуваемой струи; на фиг.5 и 6 представлены результаты визуализации с помощью дымовых струек обтекания исследованных вариантов профилей; на фиг.7 приведено сравнение исследованных вариантов модели (варианты 1 и 2) с прототипом.

Осуществление предлагаемого способа произведено в эксперименте, принципиальная схема которого показана на фиг.2-а, для двух вариантов профилей,- очертания которых приведены на фиг.2-б. Исследовался отсек прямого крыла, заключенный между круглыми концевыми шайбами (D/L= 1,07, L=0,25 м). Исследованные варианты профилей имели цилиндрическую носовую часть, которая представляла собой трубу подвода сжатого воздуха к щелевому сужающемуся соплу. Для варианта 1 с прямолинейными образующими L/b = 2,8; d/b = 0,23. Для варианта 2 с криволинейными образующими L/b = 4,6, d/b = 0,39, R/b = 0,8. На цилиндрической носовой части располагалась щель выдува струи по касательной к образующей носовой части. Эта щель располагалась на линии пересечения цилиндрической поверхности и плоскости, проходящей через ось цилиндра и выходную кромку профиля.

Результаты проведенных экспериментов приведены на фиг. 3^oC 5. На фиг.3 приведены зависимости C_y и C_x при различных коэффициентах импульса выдуваемой струи C .

,

где J, q и F - соответственно импульс выдуваемой струи, скоростной напор потока в трубе и площадь исследуемого отсека крыла). Импульс выдуваемой струи определялся как произведение измеряемого расхода на скорость выдува струи (которая находилась как скорость изоэнтропического истечения из сопла при известном полном давлении сжатого воздуха в цилиндрической носовой части). Величина C изменялась в экспериментах путем изменения от 1, 2 до 3 ата давления сжатого воздуха, поступающего в цилиндрическую носовую часть, а угол атаки изменялся с помощью поворотного стола аэродинамической трубы.

Из фиг. 3 видно, что несущая способность исследованных профилей резко увеличивается с ростом угла атаки и коэффициента импульса C и достигает очень больших величин при углах атаки, близких к 60-80^o. При этом в области больших значений углов атаки C_y изменяется слабо, а C_x заметно растет. Поэтому для получения больших значений C_y/C_x целесообразно иметь углы атаки, при которых несущая способность несколько меньше максимальной.

Для определения чисто аэродинамического эффекта достаточно вычесть из определяемой с помощью тензовесов силы Y абсолютную величину импульса выдуваемой струи J. Тогда будем иметь

.

Зависимости C_{y аэр} =f (C_уаэр= f()) представлены на фиг.4, из которого видно, что достигнутые значения C_{y аэр} намного превосходят реализуемые для аналогов и прототипа как отечественными, так и зарубежными авторами (когда C^max_уаэр 6-7).

Необходимо отметить, что имеющийся опыт работы с использованием щелевых струй для устранения отрывов потока указывает на то, что можно заметно уменьшить потребное количество выдуваемого воздуха, если делать не одну щель выдува, а две или три последовательно расположенные щели выдува.

Доказательством правомерности объясненного выше механизма резкого увеличения C_{y аэр} являются приведенные на фиг.5-а и 6-а результаты визуализации обтекания исследованных вариантов (визуализация с помощью дымовых струек). На фиг.5-б и 6-б представлены реконструкции обтекания в виде линий тока. На фиг. 5 и 6 темный круг - это скошенные края верхней прозрачной концевой шайбы, через которую производилось фотографирование (черные точки - дефекты материала шайбы). Видно, что критическая точка находится ниже профиля в потоке. Видно также, как поток поворачивает в сторону носика и обтекает его с ускорением ( что неизбежно вызывает подсасывающую силу).

Подтверждением вышесказанного является также то, что при экспериментах при _max получено C_{y аэр1} b₁ C_yаэр2 b₂, где C_{y аэр1}, C_yаэр2, b₁, b₂ - соответственно коэффициенты подъемной силы и величины хорд исследованных вариантов. Следовательно, в обоих случаях сила Y была почти одинакова и приложена как подсасывающая сила к носовой части профиля.

Наконец, еще одним наглядным доказательством сказанному выше является приведенное на фиг. 7 сопоставление полученных зависимостей C_уаэр= f(C) с аналогичной обобщенной зависимостью для прототипа, когда C_{y аэр} вначале растет из-за уменьшения или устранения отрыва на поверхности закрылка, а затем уменьшается (как уже отмечалось, дальнейший рост C_y при увеличении C определяется вертикальной составляющей избыточного импульса струи). Для предлагаемых схем рост C_{y аэр} имеет место и при весьма больших значениях C , так как чем больше C , тем дальше отодвигается точка натекания и поворота потока и тем больше получаются разрежение на носике и подсасывающая сила.

Таким образом приведенные результаты экспериментов доказывают правомерность предложенного способа увеличения несущих свойств крыльев.

Общими рекомендациями по выбору параметров являются следующие.

1) Отношение диаметра цилиндрической носовой части к хорде может находиться ориентированно в пределах 0,2 d/8 0,5. На цилиндрической носовой части располагается щель выдува струи по касательной к образующей носовой части. Эта щель должна располагаться на линии пересечения цилиндрической поверхности и плоскости, проходящей через ось цилиндра и выходную кромку профиля.

2) Коэффициент импульса выдуваемой струи зависит от величины d/b . При d/b 0,2 - 0,25 величина C = 1-5, а при d/8 0,35 - 0,5 величина C = 1-12. В обоих случаях C_{y аэр} растет при увеличении C , но при достижении указанных максимальных значений C рост C_{y аэр} прекращается (максимально достижимые значения C_{y аэр} при этом увеличиваются с увеличением d/b ). Если щелевую струю заменить двумя или тремя последовательно расположенными струями, суммарное значение C при фиксированном C_{y аэр} может уменьшаться.

Предложенный способ позволяет в 2-3 раза увеличить несущие свойства крыльев или их профилей, или каких-либо несущих поверхностей. Этот способ может быть использован, например, для сокращения длины разбега и пробега летательных аппаратов различного назначения, имеющих крылья с изменяемой геометрией профиля.