законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Формула изобретения

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, имеющая стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла, отличающаяся тем, что носок корневой хорды концевой аэродинамической поверхности расположен на нижнем обводе концевого профиля крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин, передняя кромка концевой аэродинамической поверхности выполнена острой, а ее задняя кромка выполнена прямолинейной и расположена на одной линии с задней кромкой крыла, при этом верхняя плоскость концевой аэродинамической поверхности выполнена с плавным переходом в месте ее стыка с крылом, концевая аэродинамическая поверхность имеет малое удлинение, а стреловидность составляет 60-85°.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения.

Известна законцовка несущей поверхности летательного аппарата, которая характеризуется увеличением стреловидности крыла по передней кромке (см. Техническая информация ОНТИ ЦАГИ №7, Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10", 1966 г.).

Такая форма законцовки приводит к незначительному увеличению аэродинамического качества при больших дозвуковых скоростях полета. При этом имеет место уменьшение несущих свойств концевых сечений крыла, ухудшение устойчивости и управляемости.

Известна также законцовка несущей поверхности летательного аппарата, имеющая стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла (см. патент РФ №2063365, МПК В 64 С 3/10, 06.07.93 г.).

В известной законцовке несущей поверхности летательного аппарата торцевая кромка выполнена с уступом и с профилями, имеющими большую кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль крыла до уступа.

Однако умеренная стреловидность уступа, близкая к стреловидности крыла, не способствует увеличению критического числа М (Мкр) на больших дозвуковых скоростях полета. То же самое можно сказать о профилях законцовки, относительная кривизна которых больше, чем на исходном крыле. При этом величина подсасывающей силы на передней кромке уступа из-за малого размаха законцовки не может оказаться существенной. Таким образом, известная законцовка несущей поверхности летательного аппарата не позволяет в полной мере реализовать возможности увеличения Мкр и повышения аэродинамического качества на больших дозвуковых скоростях полета.

Задачей настоящего изобретения является повышение аэродинамического качества на больших дозвуковых скоростях полета.

Поставленная техническая задача достигается тем, что в законцовке несущей поверхности летательного аппарата, имеющей стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла, носок корневой хорды концевой аэродинамической поверхности расположен на нижнем обводе концевого профиля крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин, передняя кромка концевой аэродинамической поверхности выполнена острой, а ее задняя кромка выполнена прямолинейной и расположена на одной линии с задней кромкой крыла, при этом верхняя плоскость концевой аэродинамической поверхности выполнена с плавным переходом в месте ее стыка с крылом, концевая аэродинамическая поверхность имеет малое удлинение, а стреловидность составляет 60°-85°.

Изобретение поясняется чертежами и графиками.

На фиг.1 представлена законцовка несущей аэродинамической поверхности в плане.

На фиг.2 показан вид по стрелке А фиг.1.

На фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1.

На фиг.4 - сечение В-В фиг.1.

На фиг.5 приведена эпюра распределения коэффициента давления по хорде профиля в сечении вблизи конца крыла.

На фиг.6 - эпюра распределения вертикальных скосов перед концевой аэродинамической поверхностью.

На фиг.7 - схема расположения конического вихря сверху концевой аэродинамической поверхности.

На фиг.8 - эпюра распределения вертикальных скосов, индуцированных коническим вихрем (фиг.7) с внутренней стороны от оси вихря.

На фиг.9 дана схема векторного взаимодействия законцовки с набегающим потоком.

На фиг.10 представлены в виде графиков зависимости аэродинамического качества К от коэффициента подъемной силы Су по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной и исходной законцовками при числе Маха М=0,75.

Законцовка крыла 1 представляет собой концевую аэродинамическую поверхность 2 большой стреловидности =60°-85°, малого удлинения с острой передней кромкой 3. Носок 4 корневой хорды 5 концевой аэродинамической поверхности 2 расположен на нижнем обводе 6 концевого профиля 7 крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин 8. Задняя кромка 9 концевой аэродинамической поверхности 2 расположена на одной линии с задней кромкой 10 крыла 1. Нижняя поверхность 11 законцовки образована плавным продолжением образующих нижней поверхности 12 крыла 1 с выходом на острую переднюю кромку 3 концевой аэродинамической поверхности 2.

Работа законцовки несущей поверхности летательного аппарата базируется на ее взаимодействии с полем вертикальных скосов вблизи конца крыла. Например, на крыле 1, находящемся под углом атаки (угол между строительной плоскостью крыла СПК и вектором скорости набегающего потока V ), из-за перепада давлений 13 и 14 возникает интенсивное перетекание потока 15 с нижней поверхности на верхнюю вокруг законцовки крыла с вертикальной составляющей скорости 16 (см. фиг.6). При этом, как видно на фиг.5, из эпюры распределения коэффициента давления Р по текущей относительной координате Х хорды профиля вблизи конца крыла наибольший перепад давления имеет место на переднем участке концевой хорды перед концевой аэродинамической поверхностью. В результате местный угол скоса потока _М в зависимости от геометрических параметров крыла 1 может в несколько раз превышать угол атаки . При удалении от концевой хорды величина вертикальной составляющей скоса потока V_y уменьшается по гиперболическому закону и, как показывают результаты экспериментальных и теоретических исследований, область эффективных углов вертикального скоса распространяется до 0,3-0,35 концевой хорды В_К. Размах концевой аэродинамической поверхности 2 не выходит за указанные границы, что в значительной степени определяет ее эффективность.

Таким образом, концевая аэродинамическая поверхность, находясь в указанной области, имеет положительный местный угол атаки _М по отношению к местной скорости V_M (см. фиг.9).

В результате, на острой передней кромке 3 концевой аэродинамической поверхности 2, выполненной с большой стреловидностью и находящейся под местным углом атаки _M, происходит отрыв потока с образованием конического вихря 17, который создает разрежение на верхней поверхности концевой аэродинамической поверхности и, соответственно, подъемную силу Yкап, проекция которой на направление полета V является тяговой составляющей Т.

Таким образом, в создании тяговой составляющей участвует вся верхняя поверхность, на которой реализуется разрежение от вихря 17. При этом скосы 18 с внутренней стороны от оси 19 вихря направлены противоположно скосам от вихря индуктивности, ослабляя последний. Кроме того, законцовка с острой кромкой дает наибольший эффективный размах и, следовательно, наименьшее индуктивное сопротивление. Отрыв потока на острой передней кромке при 60° трансформируется в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря. Увеличение >85°, приводящее к дальнейшему уменьшению площади концевой аэродинамической поверхности, становится неэффективным.

В результате увеличения эффективной стреловидности несущей системы (крыло плюс концевая аэродинамическая поверхность) повышается критическое число Маха (Мкр) и, следовательно, аэродинамическая эффективность самолета (КхМ), где К - аэродинамическое качество, М - число Маха. В целом эта несущая система становится более устойчивой к концевому срыву, увеличивая критический угол атаки.

Продувки в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной законцовкой показали увеличение аэродинамического качества по сравнению с аналогом при больших дозвуковых скоростях потока на величину Кмах=0,65, что составляет 4,4%, тогда как в прототипе эти показатели по сравнению с тем же известным техническим решением, соответственно, составляют Кмах=0,5 и 3,8%. На фиг.10 позицией 1 обозначена кривая, построенная по результатам испытаний предлагаемой законцовки, позицией 2 - законцовки-аналога.

Сравнение имеющихся результатов позволяет сделать вывод, что предлагаемая законцовка имеет не только аэродинамические преимущества по сравнению с прототипом. Относительно малая площадь концевой аэродинамической поверхности и более низкий по сравнению с другими типами законцовок коэффициент подъемной силы Су приводят к минимизации изгибающего момента на основную конструкцию крыла.

Кроме того, конструктивно предлагаемое техническое решение является высокотехнологичным, так как законцовка при необходимости может легко монтироваться на существующих самолетах без усиления основных силовых элементов.