Крыло околозвукового самолета

Полезная модель «Крыло околозвукового самолета» относится к области авиационной техники, а именно к управлению пограничным слоем, главным образом крыла, а так же фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения. Сущность полезной модели заключается в том, что она отражает современную тенденция авиастроения в увеличении крейсерской скорости с числа М=0,65-0,87 до числа М=0,9-1,2...1,4. Это заключается в том, что полезная модель «Крыло околозвукового самолета» существенно снижает отрыв потока на крыле за счет установки на его верхней поверхности рядов профилированных вихреобразователей, обеспечивая тем самым на указанных скоростях безотрывность и повышение безопасности полета.

Полезная модель относится к области авиационной техники, а именно к управлению пограничным слоем, главным образом крыла, а так же фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения.

Развитие современной авиационной техники характеризуется созданием целого направления в самолетостроении, а именно созданием, так называемых, административных правительственных самолетов, наряду с магистральными самолетами, крейсерская скорость которых М=0,6-0,85. В то же время, развитие реактивного двигателестроения привело к созданию двигателей, которые наиболее эффективно работают в области М=0,9-1,2...1,4, т.е. при околозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета, что на 40-50% повышает экономическую эффективность авиаперевозок и конкурентноспособность этих самолетов. Поэтому отличительной особенностью требований к перспективным административным и магистральным самолетам, количество которых должно возрасти на 30 тысяч самолетов в ближайшие 15 лет, является повышение крейсерской скорости до М=0,9-1,2-1,4 при повышении безопасности полета.

Известны технические решения для повышения аэродинамического совершенства профилей крыльев. В результате длительной исследовательской работы, примерно в одно время, у нас в стране и за рубежом появились высокоэффективные запатентованные профили крыльев применительно к перспективным самолетам (Фиг.1). Особенностью таких крыльев является распределение давления по профилю с увеличенной протяженностью сверхзвуковой зоны на верхней поверхности профиля и уменьшающими неблагоприятные градиенты давления вблизи задней кромки (Фиг.2). «ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1993-2003 стр.64». М. ФИЗМАТЛИТ 2003 г.). У административных самолетов, как правило, отсутствует механизация

передней кромки, что повышает требования безопасности к профилю и его безотрывности. Частично этим требованиям удовлетворяют новейшие профили разработанные ЦАГИ. Однако, указанные на Фиг.2, 3, 4 результаты испытаний выявляют наличие отрывных зон как на носке профиля, так и на верхней поверхности, начиная с 0,6 х, т.е. с 60% хорды, что отрицательно сказывается на безопасности полета. Причиной этому отрыву при околозвуковой скорости является также появление зоны ударных волн, так называемой «лямбды скачка» на верхней поверхности профиля (Фиг.5).

Наиболее близким техническим решением к заявленной полезной модели, является решение по патенту RU №2086473 «Способ ламинаризации пограничного слоя крыла и устройство для его реализации». Сущность изобретения заключается в установке ребристых поверхностей на прямом крыле в нелинейной области перехода ламинарного слоя в турбулентный, а на скользящем крыле - в области разрушения детерминированных стационарных вихрей. При этом, ребра поверхности располагают вдоль направления местного потока, а высота пиков ребристой поверхности не должна превышать местной толщины ПС. Действительно, ребристая продольная поверхность стабилизирует процессы происходящие в пограничном слое, а именно снижает турбулизирующую составляющую и увеличивает площадь ламинарного ПС на крыле. Однако, в практике полета самолета наряду с состоянием пограничного слоя, в котором сопротивление ламинарного трения существенно меньше турбулентного, большое значение имеет большая (по сравнению с ламинарным) устойчивость к отрыву турбулентного ПС в силу его большей внутренней кинетической энергии. Поэтому, уменьшая трение в ПС, патент не предусматривает снабжение ПС дополнительной энергией из обтекаемого потока для безотрывного обтекания потока при возникновении на обтекаемой поверхности критических местных зон, когда обтекаемый поток в этих зонах исчерпал свои энергетические возможности на преодоление давления, двигаясь вдоль поверхности и наступает, так называемый, отрыв присоединенной массы воздуха. Обеспечение ее безотрывности прототипом не предусмотрено.

Повысить безопасность полета на критических режимах, т.е. исключить отрыв потока на малой скорости обтекания или задержать отрыв до больших углов атаки на относительно большой скорости возможно, например, за счет привлечения кинетической энергии специально выдуваемого потока, показанного на (Фиг.6). Однако, конструктивная и эксплуатационная сложность подобных устройств не привела к их реализации на крыльях современных самолетов.

Задача на решение которой направлена полезная модель является нахождение и реализация энергетического источника для снабжения недостающей энергии пограничному слою на верхней поверхности крыла за счет энергетических способностей самого набегающего потока и без привлечения специальных источников энергии (например, от двигателя, фиг.6).

Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью, является исключение отрыва потока на малых (взлетно-посадочных) скоростях потока и из под скачка, (который расположен в зоне 30-95% хорды на верхней поверхности профиля) при околозвуковой скорости полета.

Согласно полезной модели, заявленный технический результат достигается тем, что на большей части верхней поверхности крыла под углом /-30/-/+50/ градусов к набегающему потоку установлены ряды вихреобразующих профилированных углублений, глубина которых «с» в зависимости от хорды профиля «в» составляет 0,5-50 мм, а шаг рядов «т» составляет 0,5-7 глубины «с».

Полезная модель поясняется следующими фигурами чертежей:

Фиг.1 Современные крыльевые профили

Фиг.2 Эпюры давлений полученные при исследовании современных крыльев на скоростях потока от М=0,15 до М=0,8.

Фиг.3 Оптические снимки околозвукового обтекания с образованием скачков - ударных волн различной интенсивности для различных форм профилей.

Фиг.4 Образование сверхзвуковых зон обтекания на верхней поверхности крыла (заштриховано) при околозвуковой скорости набегающего потока (М=0,9).

Фиг.5 Влияние скорости набегающего потока на образование скачка уплотнения: М=0,15 и М=0,81.

Фиг.6 Эпюра пограничного слоя с выдувом струи вблизи обтекаемой поверхности. Видна энергетическая подпитка пограничного слоя при которой скорость пограничного слоя на обтекаемой поверхности имеет величину большую чем скорость набегающего потока.

Фиг.7 Крыло полезной модели

Фиг.8 Оптимальные параметры полезной модели, определенные методом математического моделирования. Программное обеспечение "SolidWorks", "COSMOSWorks".

Крыло 2 околозвукового самолета по предмету полезной модели (Фиг.7) содержит на верхней поверхности ряды вихреобразующих углублений 3, установленные под углом 4 к направлению потока 1. Глубина вихреобразующих углублений 3 (узел А) составляет переменную величину «с», при шаге «т», которые находятся в соотношении т/с=0,5-7. В зависимости от хорды профиля «в» глубина «с» составляет 0,5-50 мм.

Работает крыло 2 следующим образом. При взлетно-посадочном режиме полета, когда поток 1 имеет минимальную скорость обтекания (100-300 км/ч.) крыла 2 и наиболее опасный возможный случай - отрыв потока на верхней поверхности носка крыла. Для предотвращения этого явления на верхней поверхности крыла, начиная с носка установлены вихреобразователи (вихреобразующие углубления) 3, которые содержат вихри 6, образованные в результате вязкого взаимодействия потока 1 с профилированными углублениями и выступами 5. Экспериментальные и математические исследования этих вихревых структур на полезной модели показали безотрывное существование вихрей 6 до тех пор, пока существует создавший

его поток 1. Таким образом, обеспечивается безопасность на взлетно-посадочных режимах полета. Дальнейший полет с увеличением скорости до околозвуковой (М=0,9-1,2) сопровождается появлением на верхней поверхности крыла ударных волн, являющихся причиной отрыва потока из под указанных ударных волн - скачков уплотнения, занимающих 60-70% верхней поверхности крыла. Экспериментальные и математические исследования взаимодействия зоны скачков с вихревой системой 6 установленной на модели, показали безотрывный характер этого взаимодействия при выраженном ослаблении интенсивности ударных волн. На фиг.8 показаны оптимальные соотношения заявляемых параметров полезной модели. Так, в результате математического моделирования, величина коэффициента сопротивления модели крыла по предмету изобретения, которая характеризует степень безотрывного обтекания, имеет минимальные значения при соотношении шага «т» к глубине выемки «с» в диапазоне 0,5-7,0. (вверху, слева) Величину углубления «с» выбирают из компоновочных и расчетно-экспериментальных данных и в зависимости от размерности крыла и его хорды составляет диапазон 0,5-50 мм. Безотрывность потока выраженная через зависимость прироста аэродинамического качества от угла образованного рядом вихреобразователей и направлением набегающего потока показаны на фиг.8 (справа). Видно, что когда поток 1 идет вдоль вихреобразователей 5 (малые углы, вблизи 0°, между потоком 1 и рядом вихреобразователей 5), то аэродинамическое качество существенно снижается. В то же время при углах -10÷-30 и при углах +10÷+50 этот прирост достигает наибольших значений, которые выбирают в качестве оптимальных для полезной модели. Таким образом, крыло выполненное по предмету полезной модели, обеспечивает безотрывное обтекание во всем полетном диапазоне скоростей - от взлетно-посадочных до околозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей.

Крыло летательного аппарата, обшивка которого содержит профилированные бороздки отличающееся тем, что на большей части верхней поверхности крыла под углом (-30)-(+50)° к набегающему потоку установлены ряды вихреобразующих профилированных углублений, глубина которых «с» в зависимости от хорды профиля «в» составляет 0,5-50 мм, а шаг рядов «т» составляет 0,5-7 глубины «с».