Крыло летательного аппарата

Крыло летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции крыла летательного аппарата. В компоновках современных скоростных летательных аппаратов широкое применение нашли тонкие стреловидные крылья, обеспечивающие приемлемые летно-технические характеристики. Однако при умеренных и больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от нагрузки при изгибе происходит закрутка сечений консоли крыла вдоль размаха в сторону уменьшения местных углов атаки, наиболее значительных на концах крыла, что приводит к снижению несущих свойств крыла и всего летательного аппарата. Проблема существенно усложняется в случае использования отклоненных элеронов, что может при определенных скоростных напорах привести к возникновению неблагоприятного явления - реверса элеронов с дальнейшей потерей управляемости летательного аппарата. Это приводит к ограничению скорости полета и снижению летно-технических характеристик летательного аппарата.

Известно, что традиционным средством усиления жесткости крыла и, следовательно, уменьшения неблагоприятного влияния упругих деформаций является усиление элементов конструкции крыла, что вызывает увеличение веса и ухудшение летных характеристик летательного аппарата (см. "Практическая аэродинамика маневренных самолетов" под редакцией Н.М. Лысенко. Воениздат, 1977, стр.179; "Аэромеханика самолета" под редакцией А.Ф. Бочкарева. М. Машиностроение, 1977, стр.399).

Известно крыло летательного аппарата, вдоль передней кромки которого выполнены дугообразной формы приливы дополнительной площади, которые можно рассматривать как средство раскрутки для стреловидного крыла при больших скоростных напорах в сторону увеличения местных углов атаки и повышения несущих свойств летательного аппарата (см. "Самолеты особых форм" Д.А. Соболев. М. Машиностроение, 1989, стр.28). Однако для получения необходимого результата потребуется установка приливов достаточно больших размеров, что приведет к значительному увеличению площади крыла, уменьшению его удлинения и, следовательно, к снижению несущих свойств крыла и всего летательного аппарата.

Задачей изобретения является увеличение несущих свойств стреловидного крыла и повышение эффективности элеронов при умеренных и больших скоростных напорах. Технический результат достигается по двум вариантам.

I вариант

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата прямой (положительной) стреловидности, содержащем законцовки такой же стреловидности, последние развернуты вперед против потока в положение обратной (отрицательной) стреловидности χ_п.к.р.з.<0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол обратной (отрицательной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.

На фиг.1 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата со стреловидным крылом прямой (положительной) стреловидности, содержащем законцовки такой же стреловидности в исходном, неразвернутом положении с элеронами.

На фиг.2 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом согласно 1 варианта изобретения.

На фиг.3 приведены зависимости несущих свойств Су^α компоновки в зависимости от скоростного напора со стреловидным крылом и предлагаемым крылом.

На фиг.4 показана величина запаса продольной устойчивости компоновки летательного аппарата в зависимости от скоростного напора q со стреловидным крылом и предлагаемым крылом при постоянном положении условного центра тяжести Х_т по оси Х-Х (Х_т=const).

На фиг.5 приведена эффективность элеронов у стреловидного крыла и элеронов предлагаемого крыла при малых и больших скоростных напорах .

Аэродинамическая компоновка летательного аппарата с развернутыми против потока в положение обратной (отрицательной) стреловидности законцовками 4 (χ_п.к.р.з.<0) и элеронами 5 приведена на фиг.2. Крыло имеет сложную форму в плане, концевая часть 4 которого является крылом обратной (отрицательной) стреловидности, оставшаяся часть консоли - крыло прямой (положительной) стреловидности, при этом сохраняются геометрические параметры стреловидного крыла (площадь, удлинение, размах) и параллельность концевой хорды плоскости симметрии крыла.

Увеличение скоростного напора вызывает уменьшение несущих свойств компоновки со стреловидным крылом 1 с законцовками 2 (фиг.3). Разворот законцовок 2 в положение обратной стреловидности 4, изменяя направление действия упругих деформаций, раскручивает крыло в сторону увеличения местных углов атаки, что приводит к приращению несущих свойств крыла и всей компоновки летательного аппарата (фиг.3). Величина приращения при переходе к большим скоростным напорам существенно зависит от площади и угла разворота законцовок. Законцовкам большей площади при наибольшем развороте будет соответствовать более значительное приращение несущих свойств летательного аппарата.

Разворот законцовок крыла вызывает перемещение вперед аэродинамического фокуса компоновки летательного аппарата, что видно из фиг.4. Изменяя площадь законцовок и угол разворота, можно управлять запасом продольной устойчивости, исходя из оптимальных условий балансировки летательного аппарата, что в сбалансированном режиме позволит обеспечить увеличение несущих свойств во всем диапазоне скоростных напоров и существенно улучшить летно-технические характеристики.

Эффективность элеронов 3 на стреловидном крыле 1 с законцовками 2 резко падает при переходе к большим скоростным напорам до уровня близкому к состоянию реверса элеронов (фиг.5). Разворот законцовок в положение 4 позволяет существенно увеличить эффективность элеронов 5 при умеренных и больших скоростных напорах, что приведет к улучшению поперечной управляемости летательного аппарата и исключит возможность появления реверса элеронов.

II вариант

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата прямой (положительной) стреловидности, содержащем законцовки такой же стреловидности, последние развернуты вперед против потока в положение с уменьшенным углом прямой (положительной) стреловидности по передней кромке χ_п.к.р.з.=0÷χ_п.к. при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла и χ_п.к - угол стреловидности по передней кромке стреловидного крыла и законцовок в исходном, неразвернутом положении.

На фиг.6 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом согласно II варианта изобретения.

На фиг.7 приведены несущие свойства Су^α в зависимости от скоростного напора у компоновки со стреловидным крылом и предлагаемым крылом.

На фиг.8 показана величина запаса продольной устойчивости m_z ^Cy компоновки летательного аппарата в зависимости от скоростного напора q со стреловидным крылом и предлагаемым крылом при постоянном положении условного центра тяжести Х_т по оси Х-Х (Х_т=const).

На фиг.9 приведена эффективность элеронов стреловидного крыла и предлагаемого крыла при малых и больших скоростных напорах.

Предлагаемое крыло по II варианту имеет усложненную форму в плане с законцовками развернутыми против потока в положение с уменьшенным углом прямой (положительной) стреловидности по передней кромке, оставшаяся часть консоли крыла - крыло с большим углом прямой (положительной) стреловидности, чем стреловидность законцовок в развернутом положении, при этом сохраняются геометрические параметры стреловидного крыла (площадь, размах, удлинение) и параллельность концевой хорды плоскости симметрии крыла.

Увеличение скоростного напора вызывает уменьшение несущих свойств компоновки со стреловидным крылом 1 с законцовкой 2 (фиг.7). Разворот законцовок 2 в положение 6 с уменьшенными углами прямой (положительной) стреловидности передних кромок (фиг.6), создавая благоприятное направление действия упругих деформаций, способствует закручиванию крыла в сторону увеличения местных углов атаки, что приводит к приращению несущих свойств крыла и всей компоновки летательного аппарата (фиг.7). Величина приращения несущих свойств при переходе к большим скоростным напорам заметно возрастает, но по величине ниже, чем в 1 варианте (фиг.3 и 7), что объясняется более значительным выносом законцовки 2 вперед при развороте в положение обратной стреловидности 4 и более значительным при этом увеличении местных углов атаки крыла. Однако на практике возможно использование обоих вариантов разворота законцовок, исходя из особенностей компоновки и условий полета летательного аппарата.

Разворот законцовок 2 крыла 1 вызывает перемещение вперед аэродинамического фокуса компоновки летательного аппарата, что видно из фиг.8. При соответствующем выборе площади и угла разворота законцовок на режиме балансировки можно обеспечить необходимое увеличение несущих свойств крыла и летательного аппарата во всем диапазоне скоростных напоров.

Разворот законцовок 2 крыла 1 в положение 6 с уменьшенными углами прямой стреловидности способствует приращению эффективности m_x ^δ элеронов 7 при умеренных и больших скоростных напорах (фиг.9).

Использование предложенного изобретения позволит увеличить несущие свойства и улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата в сбалансированном режиме во всем диапазоне скоростных напоров и повысить эффективность элеронов при умеренных и больших скоростных напорах.

Крыло летательного аппарата прямой положительной стреловидности, содержащее законцовки такой же стреловидности, отличающееся тем, что законцовки развернуты вперед против потока в положение обратной отрицательной стреловидности χ_п.к.р.з.<0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла - площади, размаха, удлинения и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.