Струйный закрылок

Струйный закрылок

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным органам управления летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано для увеличения подъемной силы самолета при малых скоростях полета в качестве струйного закрылка. Цель изобретения: повышение маневренности ЛА путем расширения диапазона давления устойчивой работы закрылка при расчетном числе Маха - 1,2 - 1,4. Цель достигается тем, что струйный закрылок, содержащий сопло 1 прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой 2 крыла, выполнено в форме сопла Лаваля с шириной критического сечения a, составляющей 0,12 - 0,22 радиуса R скругления задней кромки 2 крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии h, равном 0,4 - 0,6 радиуса скругления от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла. 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным органам управления летательных аппаратов, и может быть использовано для увеличения подъемной силы самолета при малых скоростях полета в качестве струйного закрылка. Разработка и применение струйных закрылков, устойчиво работающих в широком диапазоне давлений газа, является важной составной частью общей актуальной проблемы повышения маневренности и боевой эффективности истребителей и тактических самолетов на больших углах атаки и при взлете. Известен струйный закрылок, содержащий сопло, установленное над поворотным закрылком, выполненным с проточным каналом под струю. Основной недостаток указанной схемы неустойчивость работы на режимах взлета и при больших углах атаки. Известна также взятая за прототип схема струйного закрылка в крыле с управляемой циркуляцией, содержащая сужающееся сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой крыла, в которой поворот реактивной струи осуществляется благодаря эффекту Коанда (струя "прилипает" к криволинейной поверхности). Недостатком этой схемы закрылка является потеря устойчивости на режимах маневра из-за раннего (при давлениях 3 ата) наступления отрыва потока, приводящего к значительным потерям импульса струи, что снижает маневренность самолета. Целью изобретения является повышение маневренности летательного аппарата путем расширения диапазона давления устойчивой работы струйного закрылка при расчетном числе Маха 1,2-1,4. Цель достигается тем, что в струйном закрылке, содержащем сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной задней кромкой крыла, сопло выполнено по форме сопла Лаваля с шириной критического сечения, составляющей 0,12-0,22 радиуса скругления задней кромки крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии, равном 0,4-0,6 радиуса скругления, от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла. На фиг. 1 представлена схема предлагаемого струйного закрылка; на фиг.2 показана зависимость относительного давления на срезе сопла (отнесено к атмосферному давлению), при котором происходит отрыв потока, от относительной ширины а критического сечения сопла (отнесено к радиусу R); на фиг.3 показано до каких максимальных безотрывных углов _o может повернуться струя вокруг цилиндрической поверхности в зависимости от ширины а; на фиг.4 в зависимости давления Р_о от относительного смещения h (отнесено к радиусу R); на фиг.5 кривые зависимости расчетного числа М и давления отрыва ; на фиг. 6 оценочная зависимость коэффициента подъемной силы С_у от коэффициента импульса реактивной струи С Струйный закрылок (фиг.1) содержит сужающе-расширяющееся сопло 1 прямоугольного поперечного сечения и примыкающую без зазора к нему скругленную заднюю кромку 2 крыла. При проектировании геометрические размеры сопла выбираются в соответствии с числом М 1,2-1,4. При отклонении от этого диапазона в меньшую или большую сторону наблюдается более раннее наступление отрыва (если 0,125, то при М > 1,4 и при М < 1,2, например, Р_о < 3,8-4,4 см. фиг.2 соответственно кривые I и II). Ширину а сопла необходимо выбирать равной а (0,12-0,22)R по размаху крыла. Чем тоньше выходящая из прямоугольного сопла струя, тем на больший угол _o она может повернуться под воздействием эффекта Коанда. Как видно из фиг. 3, для поворота струи на 120^о относительная толщина струи не должна превышать 0,22. Более "толстая" струя (а > 0,22R), не поворачивается на угол beta>> 90^о, а организовать сверхзвуковое течение при а < 0,12R конструктивно сложно. При компоновке сопла или системы сопл над задней кромкой крыла обеспечивается смещение h (0,4-0,6)R относительно меридиальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки, крыла. Смещение выходного сечения сопла относительно центра криволинейной (цилиндрической) поверхности приводит к тому, что выходная струя поджимается и ускоряется, вследствие чего давление отрыва изменяется. На фиг.4 точки I и II получены экспериментальным путем, точка III соответствует предельному случаю течение Коанда отсутствует, имеет место потенциальное обтекание цилиндра. Участок II-III отражает переход от срывного течения Коанда к вихревой дорожке Кармана за цилиндром. Как видно из фиг.4, максимального давления отрыва (например, при 0,21 и = 90^о 3,3-3,4) можно достичь при смещении на h (0,4-0,6)R. Наилучшие характеристики обеспечиваются при отношении длины L прямоугольного поперечного сечения к ширине а, равном 20-60, при этом сохраняется двумерность течения. Радиус скругления R составляет до 7,3% хорды крыла при удлинении крыла 5,3. Предлагаемый струйный закрылок работает следующим образом. Отбираемая от второго контура реактивного двигателя (или от компрессора) выхлопная струя через плоское сопло Лаваля 1 (фиг.1) истекает в атмосферу в виде струи из длинной реактивной щели, выполненной по размаху крыла, и под влиянием эффекта Коанда "прилипает" к скругленной (цилиндрической) задней кромке 2 крыла, поворачиваясь на угол . Влияние струйного закрылка на обтекание профиля подобно влиянию обычного механического закрылка увеличение разрежения на верхней поверхности, почти равномерное увеличение давления на всей нижней поверхности, а при сверхкритических перепадах давления ( >1,83 ата) некоторый сдвиг скачка уплотнения, замыкающего звуковую зону на верхней поверхности. Таким образом, струйный закрылок обеспечивает положительную интерференцию выдуваемой струи с набегающим потоком и создает повышенную циркуляцию скорости около крыла, следствием чего является значительное увеличение подъемной силы. При этом подъемную силу и лобовое сопротивление можно варьировать независимо от угла атаки изменением коэффициента импульса С_. Сопоставление результатов теоретического и экспериментального анализа при постоянном угле атаки и угле поворота струи (см. например, Holmes ARL-74-0136) показало, для крыльев с управляемой циркуляцией почти все увеличение подъемной силы происходит благодаря суперциркуляции. На фиг.6 кривая 1 соответствует уровню исходной подъемной силы, кривая II системам обдува верхней поверхности крыла (USB), в которых подъемная сила увеличивается преимущественно за счет отклонения вектора тяги двигателя, кривая III системам с суперциркуляцией. В предлагаемом струйном закрылке суперциркуляция возникает из-за приложения дополнительного количества движения от струи. Из фиг.6 видно, что только за счет суперциркуляции путем отбора не более 10% воздуха от компрессора (при С 1) можно повысить максимальный коэффициент подъемной силы от С_у 1,8-2,0 до С_у 3,2-4,0 и сократить требуемую длину взлетно-посадочной полосы не менее чем на 45-50% или увеличить полезную нагрузку на 35-40% Из фиг.5 видно, что при толщине струи 0,17 (кривая 1) в рекомендуемом диапазоне чисел Маха (М 1,2-1,4) достигается давление 3,4, что на 21% больше по сравнению с прототипом, а при 0,125 (кривая II) в том же диапазоне чисел Маха давление отрыва 4,5, что на 25% больше по сравнению с прототипом (т.е. чем при истечении из сужающихся сопл при М 1). Расширение же диапазона устойчивой работы струйного закрылка, в котором реализуется безотрывное течение Коанда, повышает маневренность летательного аппарата.

Формула изобретения

СТРУЙНЫЙ ЗАКРЫЛОК, содержащий сопло прямоугольного поперечного сечения, установленное над скругленной по радиусу задней кромкой крыла, отличающийся тем, что, с целью повышения маневренности летательного аппарата путем расширения диапазона давления устойчивой работы закрылка при расчетном числе Маха 1,2 - 1,4, сопло выполнено по форме сопла Лаваля с шириной критического сечения, составляющей 0,12 - 0,22 радиуса скругления задней кромки крыла, при этом выходное сечение сопла расположено на расстоянии, равном 0,4 - 0,6 радиуса скругления от вертикальной плоскости, проходящей через центр скругления задней кромки крыла.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 10.02.1996

Номер и год публикации бюллетеня: 10-2001

Извещение опубликовано: 10.04.2001