крыло летательного аппарата

Формула изобретения

Крыло летательного аппарата обратной (отрицательной) стреловидности, содержащее законцовки такой же стреловидности, отличающееся тем, что законцовки развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности _п.к.р.з.0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где _п.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкции крыла летательного аппарата.

В компоновках современных скоростных самолетов наряду с крыльями прямой (положительной, _п.к>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, _п.к.<0) стреловидности - отечественный самолет-истребитель С-37 организации ОАО "ОКБ Сухого", экспериментальный самолет-истребитель США Х-29А фирмы "Грумман". Имеющиеся преимущества крыла обратной стреловидности перед крылом прямой стреловидности при больших околозвуковых скоростях (меньше С _хо и больше К_max): указывают на реальную возможность использования таких крыльев и в компоновках самолетов с большой крейсерской дозвуковой скоростью полета.

Однако основным недостатком металлического крыла обратной стреловидности, является аэроупругая дивергенция, возникающая при больших скоростных напорах, которая, при отсутствии надлежащих предупредительных мер борьбы с дивергенцией, может привести к разрушению крыла. При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от нагрузки при изгибе происходит закрутка сечений консолей крыла обратной стреловидности в сторону увеличения местных углов атаки, наиболее значительных на концах крыла, что приводит к резкому увеличению подъемной силы крыла и превышению допустимой закрутки консолей крыла - возникает аэроупругая дивергенция крыла обратной стреловидности с последующим разрушением крыла в области крепления с фюзеляжем.

Известен традиционный метод предотвращения аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности с законцовками такой же стреловидности, заключающийся в усилении жесткости и прочности конструкции, что связано с утяжелением крыла (см. "Техническая информация" ЦАГИ, ОНТИ, 1983 г., №9, стр.1). Расчеты показывают, что при стреловидности _п.к.=-30°, вес крыла обратной стреловидности примерно в 2 раза превышает вес аналогичного по параметрам крыла прямой стреловидности, что исключает возможность использования такого крыла.

Известно, что предотвратить аэроупругую дивергенцию на крыле обратной стреловидности с законцовками такой же стреловидности можно путем использования в обшивке металлического крыла многослойных композитных материалов с определенными углами ориентировки волокон слоистого материала (см. Krone N.J. "Forward swept wing flight demonstrator" AJAA Paper №80-1982 г., р.1-8). В обшивке крыльев обратной стреловидности летающих самолетов С-37 и Х-29А используются соответствующим образом разработанные композитные материалы. Однако использование в обшивке крыла дорогостоящих композитных материалов увеличивает стоимость крыла и всего - летательного аппарата, кроме того, не решена до конца проблема старения композитных материалов и связанное с этим изменение физико-химических свойств, что снижает прочность изделий из композитных материалов. Поэтому более целесообразным является использование в обшивке крыла обычных используемых на практике авиационных металлических материалов, но при условии устранения аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности.

Задачей изобретения является уменьшение аэроупругих деформаций и предотвращение дивергенции при больших скоростных напорах на металлическом крыле обратной стреловидности, в обшивке которого используются широко применяемые на практике алюминиевые сплавы.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата обратной (отрицательной) стреловидности, с законцовками такой же стреловидности, последние развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности _п.к.р.з.0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где _п.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.

На фиг.1 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом обратной (отрицательной, _п.к.<0) стреловидности, содержащим законцовки такой же стреловидности в исходном, неразвернутом, положении.

На фиг.2 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом согласно предлагаемому изобретению.

На фиг.3 приведены расчетные зависимости С_y =f(q) при различных скоростных напорах для металлического крыла обратной стреловидности с учетом упругости с законцовками в исходном, неразвернутом, положении и при развороте законцовок по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности.

На фиг.4 показано положение аэродинамического фокуса для крыла с законцовками в исходном, неразвернутом, и в развернутом положении в диапазоне различных скоростных напоров (q).

На фиг.5 приведены экспериментальные зависимости С_у=f() модели летательного аппарата с крылом обратной стреловидности с законцовками в исходном и развернутом положениях.

На фиг.6 показаны экспериментальные зависимости m_z=f(C _y) модели летательного аппарата с крылом обратной стреловидности с законцовками в исходном и развернутом положениях.

Аэродинамическая компоновка летательного аппарата с развернутыми назад по потоку в положение прямой (положительной, _п.к.>0) стреловидности законцовками крыла 3 показана на фиг.2. Крыло имеет сложную форму в плане, концевая часть 3 которого является крылом прямой стреловидности, оставшаяся часть консоли крыла - крыло обратной (отрицательной) стреловидности, при этом сохраняются геометрические параметры крыла обратной стреловидности (площадь, удлинение, размах) и параллельность концевой хорды плоскости симметрии крыла.

При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от изгиба на металлическом крыле обратной стреловидности с законцовками в исходном, неразвернутом, положении 2 происходит резкое увеличение местных углов атаки вдоль размаха крыла, наиболее значительное на концах крыла. Это способствует резкому нарастанию аэродинамической нагрузки (С _у ) на металлическом крыле, которая при определенных скоростных напорах возрастает асимптотически (неограниченно) - фиг.3. Появление асимптотики в нарастании нагрузки (С_у ) при больших скоростных напорах связывается с возникновением аэроупругой дивергенции крыла.

Разворот законцовок 2 назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности 3, вызывая действие противоположно направленных деформаций на металлическом крыле обратной стреловидности, уменьшает закрутку сечений вдоль размаха крыла в сторону снижения местных углов атаки и способствует уменьшению нагрузки на крыло при больших скоростных напорах, доводя ее до уровня нагрузки, действующей на жестком крыле (q˜0) - фиг.3. Незначительное увеличение нагрузки (С_у ) на крыле с развернутыми законцовками при переходе к большим скоростным напорам показывает на отсутствие аэроупругой дивергенции на металлическом крыле, что обуславливает безопасное нагружение крыла обратной стреловидности, выполненном целиком из используемых на практике авиационных металлических материалов, при этом разворот законцовок приводит к приращению несущих свойств (С_у ) жесткого крыла (q˜0).

Изменяя площадь и угол разворота законцовок можно управлять аэроупругими деформациями и регулировать нагрузку на крыле и тем самым предотвращать появление аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности.

Окончательный размер площади и угол разворота законцовок будет определяться, исходя из особенностей компоновки крыла и условий полета летательного аппарата.

Разворот законцовок назад в положение прямой стреловидности вызывает смещение назад аэродинамического фокуса (фиг.4) и является основным фактором, обеспечивающим раскрутку сечений консолей крыла в сторону уменьшения местных углов атаки.

На фиг.5, 6 приведены несущие свойства (С_у ) и коэффициенты продольного момента (m_z) модели летательного аппарата с жестким крылом обратной стреловидности 1 с законцовками 2 в исходном, неразвернутом, и в развернутом положении 3, полученные в аэродинамической трубе при малых скоростных напорах (q2 кПа). Показано, что разворот законцовок крыла назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности способствует приращению несущих свойств (С_у ) крыла и всей модели летательного аппарата при малых и умеренных углах атаки, при этом происходит смещение назад аэродинамического фокуса модели летательного аппарата, что подтверждает результаты расчетов (фиг.3, 4 - q˜0).

При больших скоростных напорах указанный эффект от разворота законцовок на жестком крыле сохраняется, поскольку не зависит от величины скоростного напора набегающего потока (М=Const).

Использование предложенного изобретения позволяет уменьшить аэроупругие деформации и предотвратить появление дивергенции на металлическом крыле обратной (отрицательной) стреловидности, а также увеличить несущие свойства (С_у ) крыла и всего летательного аппарата при малых и больших скоростных напорах.