Крыло летательного аппарата

 

Использование: в самолетостроении, а именно, при создании крыльев летательных аппаратов. Сущность: организация отсоса пограничного слоя без затрат энергии путем создания профиля, обеспечивающего возникновение подсасывающей силы. Для этого верхняя поверхность крыла выполнена в виде отдельных аэродинамических элементов, установленных с образованием каналов между ними и крылом, при этом аэродинамические элементы имеют в сечении профиль с относительной толщиной равной (5^oC6)%, а передний элемент выполнен в виде автоматически поворотного дефлектора, установленного с возможностью образования щелей между аэродинамическими элементами и крылом летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к самолетостроению и может быть использовано при создании крыльев летательных аппаратов.

Известно крыло летательного аппарата с относительной толщиной профиля равной (10^oC20)% и закругленным носком, содержащее отдельные аэродинамические элементы, установленные с образованием каналов между ними и крылом и образующие его верхнюю поверхность. (Патент Германии N 584585, кл. B 64 C 21/02, 1933).

Недостатком известного крыла является использование дополнительного устройства, обеспечивающего отсос и выдув газа, а также низкое критическое число Маха, что приводит к раннему волновому кризису на крыле и уменьшает его несущие свойства, что в свою очередь, затягивает летательный аппарат в неуправляемое снижение.

Техническим результатом от использования изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и улучшение аэродинамического качества и аэродинамических свойств крыла летательного аппарата это предотвращение скачков уплотнения на верхней части крыла, увеличение критического числа Маха на околозвуковых скоростях полета.

Сущность изобретения заключается в том, что в крыле летательного аппарата с относительной толщиной профиля, равной /10^oC20/% и закругленным носком, содержащее отдельные аэродинамические элементы, установленные с образованием каналов между ними и крылом и образующие его верхнюю поверхность, аэродинамические элементы имеют в сечение аэродинамический профиль с относительной толщиной, равной /5 ^oC 6/% а передний элемент выполнен в виде автоматически поворотного дефлектора, установленного с возможностью образования щелей между аэродинамическими элементами и крылом летательного аппарата.

Такая форма профиля крыла формирует противоток воздуха в щели, который уменьшает толщину пограничного слоя в задней части профиля крыла и увеличивает площадь разряжения.

На фиг. 1 изображено крыло повышенного аэродинамического качества с углом атаки = 4; на фиг. 2 то же, при обтекании с углом атаки =12.

Крыло 1 повышенного аэродинамического качества состоит из аэродинамических элементов 2, 3, имеющих в сечении аэродинамический профиль с относительной толщиной, равной /5 ^oC 6/% Эти элементы образуют верхнюю поверхность крыла и установлены с образованием щели 4 между ними и крылом. Ширина щели 4 примерно равна толщине поверхностей 2 и 3. В передней части щели 4 расположен автоматически поворотный дефлектор 5.

Относительные координаты передней части щели X=x/b=0,05^oC 0,125 выбраны из условия наибольшего разрежения потока в этом месте для данных профилей. Задняя часть щели имеет относительные координаты: X=x/b=0,6 ^oC 0,61 и 0,8. Эти координаты выбраны из условия наибольшего подпора, а также из условия образования скачков уплотнения при М=Мкр.

Устройство работает следующим образом. При набегании потока воздуха под небольшим углом атаки (=4) за дефлектором 5 образуется зона наибольшего разряжения потока. В результате этого в щели 4 образуется разность давлений между передней и задней частями, приводящая к противотоку воздуха от задней части щели к передней. Это приводит к уменьшению давления /увеличению разрежения/ и толщины пограничного слоя в задней части профиля крыла. При увеличении угла атаки /фиг. 2/ зона наибольшего разрежения смещается несколько вперед, относительно профиля. Это вызывает поворот дефлектора 5 вокруг оси и совмещение зоны наибольшего разрежения со щелью 4. Противоток в щели сохраняется.

Таким образом, данное изобретение позволяет повысить аэродинамические свойства и аэродинамическое качество крыла самолета во всем диапазоне летных углов атаки без использования дополнительных источников энергии. Кроме того, такая форма профиля позволяет увеличить жесткость конструкции крыла, так как силовые элементы разносятся по высоте, а также препятствует развитию волнового кризиса на околозвуковых скоростях полета.

Формула изобретения

Крыло летательного аппарата с относительной толщиной профиля 10 20% и закругленным носком, содержащее отдельные аэродинамические элементы, установленные с образованием каналов между ними и крылом и образующие его верхнюю поверхность, отличающееся тем, что аэродинамические элементы имеют в сечении аэродинамический профиль с относительной толщиной 5 6% а передний элемент выполнен в виде автоматически поворотного дефлектора, установленного с возможностью образования щелей между аэродинамическими элементами и крылом летательного аппарата.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2