Крыло переменного профиля для летательных аппаратов

Крыло переменного профиля для летательных аппаратов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Класс 62b, 4„

СССР

Ко 64198

OllHCAHME MSOEPETEHMH

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Зарегистрировано в Бюро и

CCP

П. П. Красильщиков

Крыло переменного профиля для летательных аппаратов

Заявлено 5 июля 1941 года в Наркомавиапром за N 8589 (317137) Опубликовано 31 января 1945 года

Явление срыва воздушного потока обычно имеет место на концевых частях крыльев самолетов„где расположены элероны, работающие в результате этого Бенормально.

Для устранения этого недостатка крыло, согласно изобретению, имеет по своей длине переменный профиль, обеспечивающий возникновение срыва вне области расположения элеронов.

Чертеж изображает в плане крыло с примерным разделением его на три участка профилей с различными характеристиками.

Для,повышения антишт опорных свойств к улучшения поперечной устойчивости и управляемости самолетов на больших углах атаки при одновременном получении достаточно большой максимальной подъемной силы каждое крыло состоит из трех частей, отличающихся набором профилей с резко отличными характеристиками: Су =1(сг).

Крылья могут быть как обычного очертания в плане, так и с резко отличающимися значениями коэфициента сужения корневых и концевых частей, причем в последнем случае получается лучш ий эффект.

Кроме того крылья могут быть с любой стреловидностью (нулевой, положительной, отрицательной).

Профили частей (участков) 1 и 3

ИМЕЮТ BbICOKKB ЗНаЧЕНИЯ икритич

Су „, а профили частей 2, имеют

МаЛЫЕ ЗНаЧЕНИЯ иритич СУшии И МалЫЕ

dCy значения в области a) 6 — 8 . г1а

При малых а крыло работает как целое, но по мере увеличения х циркуляция в участках (частях) 2 увеличиваемся не столь интенсивно,. как в участках 1 и 3 крыла, вследствие чего начинают возникать скосы потока, которые в участке 2 ускоряют рост истинных углов атаки, а в участках 1 и 3 замедляют рост истинных углов атаки.

БЛаГОДаРЯ МаЛЫМ ЗНаЧЕНИЯМ ииритич. в участках 2, срыв потока начнется именно в этих местах, наиболее благоприятных с точки зрения местоположения срыва, так как в этом случае не возникнет баффтинг оперения и элероны будут плавно обтекаться потоком воздуха. Кроме того, несколько увеличится эффективность рулей на режиме посадки самолета.

После возникновения срыва потока в участках 2 концы крыльев будут работать как самостоятель¹ 64198 ки, кроме того, сложны в конструктивном отношении. Применение крыльев, согласно изобретению, позволит не прибегать к предкрылкам и, во всяком случае, позволит значительно уменьшить их размеры (размах, хорду).

Предмет изобретения

Отв. редактор Д. А. Михайлов

Техн. редактор М. В. Смольякова

Л123569 Подписано к печати 13/И1-1946 r. Тираж 500 экз. Цена 65 к. Зак. 105

Типография Госпланиздата, им. Воровского, Калуга. ные крылья малых удлинений, они будут обтекаться плавно, и на посадочных углах атаки значение про1Су изводной в этих местах будет

»»а больше нуля, благодаря чему при внезапном крене самолета будет возникать демпфирующий момент.

Вследствие плавного обтекания концов крыла сохранится эффективность элеронов.

Наивыгоднейшие геометрические параметры крыльев, согласно изобретению, нужно подобрать расчетным и экспериментальным путем.

Как известно, увеличение поперечной устойчивости и управляемости и повышение антиштопорных свойств крыла может быть достигнуто посредством концевых предкрылков и щелей Локхида (значительно менее эффективнь»х, чем предкрылки), Как щели Локхида, так н предкрылки увеличивают лобовое сопротивление, а предкрылКрыло переменного профиля для летательных аппаратов, о т л и ч аю щ е е с я тем, что, с целью предупреждения преждевременного срыва потока .на концевых участках крыла в области расположения элеронов и улучшения работы последних на критических углах атаки, в корневой и концевой части крыла применены профили с высокими значениями Cvmx и кр»»»ич по срав нению с промежуточной частью, где установлен профиль с малыми значениями Cym и a»»z«»» и малыми

dCy значениями ч при а ) 6 .