RU2264328C1

RU2264328C1 - Законцовка крыла летательного аппарата

Info

Publication number: RU2264328C1
Application number: RU2004112598/11A
Authority: RU
Inventors: А.Б. Кощеев (RU); А.Б. Кощеев; А.Л. Крупник (RU); А.Л. Крупник; В.С. Федичев (RU); В.С. Федичев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев")
Priority date: 2004-04-27
Filing date: 2004-04-27
Publication date: 2005-11-20

Abstract

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на летательных аппаратах различного назначения. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу и снабжена стреловидной дополнительной аэродинамической поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы. Носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60°-85°. Технический результат - повышение аэродинамической эффективности летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях полета. 15 ил.

Description

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

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу (патент США №4245804, НКИ 244-91, 1977 г.).

Однако существующие законцовки крыла с вертикальными концевыми шайбами, в том числе имеющими угол развала γ≠0 (угол между вертикалью и плоскостью концевой шайбы), не в полном объеме используют составляющие векторов местных скоростей потока пространственного обтекания конца крыла. Физика работы вертикальных концевых шайб основана на их взаимодействии с горизонтальными составляющими скосов потока, а при угле развала γ>0 вертикальные скосы потока задействованы лишь частично. Поэтому аэродинамическая эффективность известной законцовки крыла недостаточна.

Технической задачей изобретения является повышение аэродинамической эффективности законцовки крыла с концевой шайбой.

Поставленная техническая задача достигается тем, что законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабжена дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60°-85°.

Изобретение поясняется чертежами и графиками.

На фиг.1 представлена предлагаемая законцовка на виде сбоку с внешней стороны концевой шайбы;

на фиг.2 показан вид по стрелке А фиг.1;

на фиг.3 - сечение А-А фиг.1;

на фиг.4 - вид сверху предлагаемой законцовки;

на фиг.5 приведены спектры обтекания внешней поверхности концевой шайбы, полученные в аэродинамической трубе при числе Маха М=0,75 и угле атаки α=4°, который отсчитывается от строительной плоскости крыла (СПК);

на фиг.6 показан график зависимости осредненного угла скоса потока ε от относительной высоты концевой шайбы

, построенный по результатам обработки спектров обтекания при М=0,75 и α=4°;

на фиг.7 представлена схема векторного взаимодействия набегающего потока с предлагаемой законцовкой;

на фиг.8 - схема расположения вихря на верхней поверхности дополнительной аэродинамической поверхности;

на фиг.9 показан вид по стрелке Б фиг.8 с эпюрой распределения вертикальных скосов, индуцированных коническим вихрем с внутренней стороны от оси вихря соотносительно с эпюрой распределения скосов от вихря индуктивности;

на фиг.10 представлены в виде графиков зависимости аэродинамического качества К от угла атаки α по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной и известной законцовками при числе Маха М=0,6;

на фиг.11 - то же при М=0,7;

на фиг.12 - то же при М=0,75;

на фиг.13 - то же при М=0,78;

на фиг.14 - то же при М=0,8;

на фиг.15 - то же при М=0,82.

Законцовка крыла летательного аппарата выполнена в виде дополнительной аэродинамической поверхности 1 малого удлинения с острой передней кромкой 2 со стреловидностью χ=60°-85°. Дополнительная аэродинамическая поверхность 1 смонтирована с внешней стороны концевой шайбы 3 на ее конце, при этом задняя кромка 4 аэродинамической поверхности 1 совмещена с концом 5 задней кромки 6 концевой шайбы 3. Носок 7 дополнительной аэродинамической поверхности 1 расположен на передней кромке 8 концевой шайбы 3 ниже уровня задней кромки 4.

Работа законцовки крыла летательного аппарата основана на взаимодействии дополнительной аэродинамической поверхности с полем вертикальных скосов с внешней стороны концевой шайбы.

В аэродинамической трубе в условиях визуализации проведены экспериментальные исследования векторных полей скоростей потока с внешней стороны концевой шайбы.

По результатам обработки полученных спектров обтекания построены графики изменения осредненного вертикального угла ε скоса потока в зависимости от высоты

концевой шайбы (см. фиг.6).

Из приведенных экспериментальных зависимостей видно, что наибольшей эффективности при установке дополнительной аэродинамической поверхности можно ожидать в аэродинамически активной зоне вблизи конца концевой шайбы, где вертикальные скосы максимальны.

Вертикальные скосы V_y, имея максимальное значение вблизи внешней поверхности концевой шайбы, при удалении в направлении размаха дополнительной аэродинамической поверхности быстро уменьшаются по гиперболическому закону, при этом область эффективных углов вертикального скоса распространяется до 0,3-0,35 концевой хорды В_к. Размах дополнительной аэродинамической поверхности не выходит за указанные границы, следовательно, вся площадь дополнительной аэродинамической поверхности находится в зоне повышенных углов атаки, что является существенным фактором ее аэродинамической эффективности.

Отрыв потока на острой передней кромке при χ≥60° трансформируется в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря. Увеличение χ>85°, приводящее к дальнейшему уменьшению площади концевой аэродинамической поверхности, становится неэффективным.

Дополнительная аэродинамическая поверхность, установленная под отрицательным углом φ по отношению к концевой хорде крыла В_к (см. фиг.1), находится в поле повышенных местных углов атаки α_м по отношению к вектору местной скорости V_М, где α_м=α+ε.

В результате на острой передней кромке 2 дополнительной аэродинамической поверхности 1, выполненной с большой стреловидностью и находящейся под местным углом атаки α_м, происходит отрыв потока с образованием конического вихря 9, который создает разрежение на дополнительной аэродинамической поверхности и, соответственно, подъемную силу Yдап, проекция которой на направление полета V_∞ является тяговой составляющей Т (см. фиг.7). Таким образом, в создании тяговой составляющей участвует вся дополнительная аэродинамическая поверхность, на которой реализуется разрежение от вихря 9. При этом вертикальные скосы 10 с внутренней стороны от оси 11 вихря 9 направлены противоположно скосам 12 от вихря индуктивности 13, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.

На фиг.10-15 позицией

обозначены графики зависимости аэродинамического качества от угла атаки K=f(α), полученные по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели крыла с предлагаемой законцовкой, позицией

- модели прототипа.

Из сравнения приведенных зависимостей видно, что увеличение максимального аэродинамического качества при переходе к предлагаемой законцовке, например на М=0,78, составляет ΔКмах=0,5.

В результате увеличения эффективной стреловидности системы крыло - концевая шайба - дополнительная аэродинамическая поверхность повышается критическое число Маха (Мкр). Например, на больших числах М (М=0,8;0,82) прирост максимального аэродинамического качества составляет ΔКмах=0,2-0,25. Следовательно, растет и аэродинамическая эффективность самолета К×М, где К - аэродинамическое качество, М - число Маха.

Предлагаемое техническое решение является высоко технологичным, не имеет конструктивных ограничений на угол установки дополнительной аэродинамической поверхности, который, как правило, выбирается оптимальным для крейсерского режима полета. Кроме того, коэффициент подъемной силы Су^αдополнительной аэродинамическое поверхности ниже, чем для других типов законцовок, следствием чего является минимизация изгибающего момента на силовую конструкцию крыла. Это позволяет осуществлять установку предлагаемой законцовки на существующих самолетах без усиления основных силовых элементов крыла.

Предлагаемая законцовка по существу является интегральной, объединяя преимущества как вертикальных концевых шайб, так и горизонтальных законцовок, позволяя в полном объеме реализовать вертикальные и горизонтальные скосы потока во всей области их эффективных значений.

Claims

Законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°.