законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Формула изобретения

1. 3аконцовка несущей поверхности летательного аппарата, содержащая канал с входным и выходным отверстиями, отличающаяся тем, что входное отверстие выполнено в виде воздухозаборника, расположенного на нижней передней поверхности концевой части несущей поверхности и соединенного с коническим каналом, выходное сечение которого имеет диаметр, равный 0,05÷-0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности, и размещено на расстоянии 0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока, а ось канала расположена на расстоянии 0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд.

2. 3аконцовка несущей поверхности летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что в среднем сечении канала установлена дискообразная поворотная заслонка, ось поворота которой перпендикулярна оси канала с возможностью принудительного вращения.

3. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата по п.2, отличающаяся тем, что дискообразная заслонка имеет S-образную форму с возможностью вращения относительно своей оси под воздействием проходящего по каналу потока.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для повышения аэродинамического качества и снижения интенсивности вихревого следа, и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей летательных аппаратов, например крыла самолета, несущего винта вертолета и т.д.

Задача повышения аэродинамического качества является традиционной для авиации, поскольку непосредственно влияет на эффективность летательного аппарата как транспортного средства.

Проблема снижения интенсивности вихревого следа особенно обострилась с ростом взлетной массы пассажирских и транспортных самолетов. Вихревой след, сохраняющийся длительное время после пролета тяжелого самолета, представляет большую опасность для летящего сзади аппарата, особенно при большой разнице в полетной массе. Это обстоятельство вынуждает увеличивать интервал движения самолетов в крупных аэропортах, что становится одним из основных факторов, снижающих их эффективность.

Известна законцовка крыла летательного аппарата (патент РФ № 2116936 С1, от 24.05.1996, МПК В64С 23/06), представляющая собой концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, при этом гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами для отбора части набегающего потока воздуха и направления его вовнутрь с тангенциальной составляющей вектора скорости для закручивания внутреннего потока в направлении, противоположном вращению концевого вихря, возникающему у конца крыла, а концевая часть крыла снабжена продольными элементами, выполненными в виде верхней ограничительной поверхности, выступающей над крылом на высоту, примерно равную толщине профиля, и нижней направляющей поверхности, выступающей вниз от нижней поверхности крыла на ~1/3 толщины профиля, взаимодействующих с вихревым потоком, создаваемым генератором.

Недостатком такой конструкции является то, что поток, перетекающий с нижней поверхности крыла на верхнюю, воздействует на вихревой поток от генератора под прямым углом, «сминая» его и создавая дополнительное сопротивление, снижающее эффективность законцовки. Кроме того, дополнительное сопротивление создают и заборные устройства. В результате снижается выигрыш в аэродинамическом качестве.

Известна законцовка (патент РФ № 2233769 С1, от 19.03.2003, МПК В64С 23/06), в которой на носовом участке концевой части крыла установлен генератор вихревого потока, имеющий гондолу с входным устройством и соплом, а хвостовой участок концевой части крыла выполнен с цилиндрическим кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на внешней боковой поверхности и закрепленным срединной частью на конце крыла. При этом в передней своей части кожух выполнен сопряженным внутренней поверхностью с наружной поверхностью сопла, а в хвостовой части - с открытым торцом.

Недостатком такой конструкции является то, что генератор вихревого потока обладает существенным собственным сопротивлением, а обтекание острых кромок кожуха сопровождается дополнительным вихреобразованием, что также приводит к увеличению сопротивления и снижает эффективность законцовки.

Известен концевой генератор вихря (патент РФ № 2148529 С1, от 11.12.1997, МПК В64С 23/06), содержащий гондолу с высоким соотношением площадей проходного сечения и миделя, выходное устройство с диффузором, соплом и закручивающим устройством. Такой генератор, установленный на концевой части крыла, создает вихревой поток, противоположный концевому вихрю несущей поверхности, что должно улучшать ее аэродинамические характеристики.

Недостатком такой конструкции является повышенное собственное сопротивление закручивающего устройства.

Известен способ и устройство для ликвидации завихренности в области задней кромки и соответствующего снижения индуктивного сопротивления (патент US 7,134,631 В2, от 14.11.2006 МПК В64С 21/06), в соответствии с которым в окрестности задней кромки осуществляется отсос пограничного слоя, а на законцовке - его управляемый сдув, что позволяет уменьшить интенсивность вихревого следа и снизить индуктивное сопротивление и уровень шума.

К недостаткам этого способа следует отнести сложность его реализации и большие затраты мощности на организацию управления пограничным слоем (что в энергетическом смысле эквивалентно увеличению аэродинамического сопротивления).

Известен ряд устройств и способов, предназначенных для ослабления вихревого следа путем вдува воздуха в ядро вихря или в область его формирования (см., например, обзор таких устройств в работе R.Earl Dunham, Jr. "Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization", NASA SP-409, 1977). В частности, известны устройство и способ дестабилизации концевых вихрей (патент WO 2008/051269 A3, от 02.05.2008, МПК В64С 23/06), в соответствии с которыми из законцовки крыла осуществляется контролируемый выдув струй воздуха для внесения возмущений в формирующийся концевой вихрь и тем самым ускоряется его разрушение.

Недостатками всех способов такого рода можно считать сложность их реализации, затраты мощности на организацию выдува и сложность выработки оптимального алгоритма управления выдувом.

Известна цилиндрическая законцовка крыла со спиральными щелями (патент US 6,892,988 В2, от 17.05.2005, МПК B64D 27/02), принятая за прототип, предназначенная для снижения индуктивного сопротивления и повышения аэродинамического качества. В такой законцовке воздух, поступающий через входное отверстие цилиндрической законцовки, смешивается с воздухом, проходящим через спиральные щели на боковой поверхности цилиндра и получающим при этом завихренность, обратную концевому вихрю. В результате суммарная циркуляция концевого вихря уменьшается, что должно приводить к снижению индуктивного сопротивления крыла и увеличению аэродинамического качества.

Следует отметить, что суммарная циркуляция вихревой пелены крыла однозначно определяется величиной создаваемой крылом подъемной силы. Попытки уменьшить циркуляцию концевого вихря при заданной величине подъемной силы будут приводить лишь к перераспределению циркуляции по размаху, что может иметь как положительный, так и отрицательный эффект. Кроме того, недостатком такой конструкции является дополнительное сопротивление, возникающее из-за отрывного обтекания острых кромок цилиндрической законцовки и кромок спиральных щелей, что снижает эффективность устройства.

Задачей данного изобретения является создание такого концевого устройства несущей поверхности (крыла, несущего винта и т.д.), которое, влияя на процесс формирования концевого вихря, позволило бы улучшить аэродинамические характеристики и повысить уровень безопасности полета.

Технический результат заключается в увеличении коэффициента подъемной силы и уменьшении коэффициента аэродинамического сопротивления несущей поверхности благодаря уменьшению отрывной области в зоне формирования концевого вихря.

Технический результат достигается тем, что в законцовке несущей поверхности летательного аппарата, содержащей канал с входным и выходным отверстиями, входное отверстие выполнено в виде воздухозаборника, расположенного на нижней передней поверхности концевой части несущей поверхности, и соединено с коническим каналом, выходное сечение которого имеет диаметр, равный 0,05÷0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности и размещено на расстоянии 0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока, а ось канала расположена на расстоянии 0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд.

Технический результат достигается также тем, что в среднем сечении канала установлена дискообразная поворотная заслонка, ось которой перпендикулярна оси канала, а вращение заслонки относительно ее оси осуществляется принудительно.

Технический результат достигается также тем, что дискообразная заслонка имеет S-образную форму с возможностью вращения относительно своей оси под воздействием проходящего по каналу потока.

Изобретение поясняется чертежами:

фиг.1 - общий вид законцовки крыла (лопасти несущего винта) летательного аппарата, выполненной в соответствии с изобретением;

фиг.2 - фотография модели прямоугольного крыла с предлагаемыми законцовками на испытаниях в аэродинамической трубе;

фиг.3 - фотография испытанного комплекта сменных законцовок;

фиг.4 - фотография заслонки, устанавливаемой в канале законцовки;

фиг.5 - график, иллюстрирующий увеличение максимальной подъемной силы при использовании законцовки;

фиг.6 - график, иллюстрирующий уменьшение профильного сопротивления крыла при использовании законцовки;

фиг.7 - график, иллюстрирующий влияние вращающейся заслонки на характеристики крыла.

Экспериментальные исследования показывают, что в окрестности задней кромки законцовки крыла, в зоне формирования ядра концевого вихря существует обширная область пониженного давления. В предлагаемой законцовке этот факт использован для подачи в ядро вихря маловозмущенного воздуха из носовой части законцовки крыла, т.е. реализуется своего рода пассивный (без затрат энергии) вдув в ядро вихря. С этой целью на нижней поверхности концевой части крыла в окрестности передней кромки 1 размещается воздухозаборник 2 (фиг.1), через который маловозмущенный воздух подается в канал 3, образованный законцовкой. В хвостовой части законцовки этот канал имеет коническую форму, причем размер выходного отверстия 4 канала и его расположение относительно задней кромки крыла уточняется для конкретной компоновки крыла и выбранного режима полета таким образом, чтобы оно располагалось в области максимального разрежения. В изобретении диаметр выходного отверстия 4 D=0,05÷0,2 длины хорды концевого сечения несущей поверхности и размещено на расстоянии х=0÷0,2 длины хорды от задней кромки в направлении потока, а ось канала 3 расположена на расстоянии h=0÷0,2 длины хорды выше плоскости хорд. В результате воздух из носовой части законцовки интенсивно вдувается в формирующееся ядро концевого вихря и размер ядра увеличивается. Поскольку циркуляция концевого вихря определяется подъемной силой крыла, то увеличение размера ядра приводит к уменьшению максимальной окружной скорости, уменьшению местных скосов потока, сокращению области отрывного течения и, соответственно, повышению подъемной силы и снижению сопротивления крыла.

Уменьшение максимальной окружной скорости способствует существенному снижению опасности при попадании в вихревой след другого летательного аппарата. В случае использования такой законцовки на лопастях несущего винта вертолета уменьшение максимума окружной скорости вихря приводит к уменьшению локальных скосов потока от концевого вихря лопасти на поверхности следующей за ней лопасти и, соответственно, уменьшению переменных нагрузок на ней, что способствует улучшению аэродинамических характеристик несущего винта.

Наличие канала 3 в законцовке позволяет легко реализовать управление интенсивностью вдува воздуха в ядро. Установка в канале 3 поворотной дискообразной заслонки 5 позволяет практически без затрат энергии изменять интенсивность вдува от нуля до максимума. Такое внесение возмущений в ядро вихря может способствовать ускорению его диссипации и уменьшению длины вихревого следа самолета. При принудительном вращении заслонки 5 электрическим или иным двигателем возможно регулирование частоты вносимых возмущений с целью повышения их эффективности. Если заслонке 5 придать S-образную кривизну, вращение заслонки 5 может осуществляться в отсутствие привода, под действием протекающего по каналу потока. При этом частота вращения заслонки 5 будет определяться ее формой.

Полезный эффект изобретения был подтвержден при испытаниях в аэродинамической трубе модели прямоугольного крыла с удлинением (отношение длины крыла к длине хорды), равным 5 (фиг.2). Для исследования влияния размеров и расположения выходного отверстия канала модель содержала сменные законцовки 6 (фиг.1), комплект которых показан на фиг.3. Испытания проводились как без заслонки 5, так и с заслонкой 5, показанной на фиг.4. При этом заслонка 5 вращалась с контролируемой частотой электродвигателем, установленным в отсеке крыла. Испытания, проведенные при скоростях потока V в диапазоне от 20 до 30 м/с (на фиг.5, 6 обозначены кривые: 7 - скорость потока 20 м/с, 8 - 25 м/с, 9 - 30 м/с), показали, что применение указанной законцовки при оптимальных значениях диаметра выходного отверстия D_во приводит к увеличению на 1÷2% максимального коэффициента подъемной силы C_yamax (фиг.5) и существенному уменьшению коэффициента профильного сопротивления крыла C_xpmin (фиг.6). На фиг.7 показаны зависимости аэродинамических коэффициентов от частоты вращения заслонки 5. Номерами обозначены зависимости от частоты вращения n коэффициентов: 10 - С_ха, 11 - m_z, 12 - С_хра, 13 - С_уа. Экспериментальные точки, соответствующие частоте вращения n=0, получены в отсутствие заслонки. Видно, что использование вращающейся заслонки не только не увеличивает коэффициента сопротивления крыла С_хра (кривые 10, 12), но приводит к некоторому его снижению и повышению коэффициента подъемной силы

С_уа (кривая 13). Одновременно несколько повышается коэффициент момента m _z (кривая 11).