Профіль крила літального апарата (варіанти)

Реферат: Запропоновано профіль крила літального апарата, що має поздовжню вісь і крило, що містить гострі передню і задню кромки, а також верхній і нижній контури. У першому варіанті виконання профілю нижній контур виконаний прямолінійним від передньої до задньої кромки, а верхній контур розташований паралельно поздовжній осі літального апарата і сполучений із задньою кромкою плавною кривою. У другому варіанті виконання профілю прямолінійні частини верхнього і нижнього контурів з'єднані плавними кривими з передньою і задньою крайками, при цьому верхній контур розташований паралельно поздовжній осі літального апарата. У третьому варіанті виконання профілю прямолінійна ділянка верхнього контуру розташована паралельно поздовжній осі літального апарата, а нижній контур виконаний у вигляді кривої, плавно з'єднує передню і задню кромки профілю крила. UA 104270 C2 (12) UA 104270 C2 UA 104270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід відноситься до аеродинаміки і може бути використаний для створення літального апарату (ЛА), а також для створення несучих гвинтів для вертольотів, гвинтів для поршневих літаків і гребних гвинтів для водного транспорту. Відомо велике число крилових профілів [Кашафутдінов С.Т., Лушин В.М. Атлас аеродинамічних характеристик крилових профілів, Новосибірськ, 1994 р.], які об'єднує один спільний недолік - формування підйомної сили крила створенням розрідження по верхньому контуру крила частиною потоку, що набігає. У відомому способі створення підйомної сили, крило з профілем NACA-0012 [Вертольоти країн світу. Під редакцією Лебедя В.Г., 1994 р.], при куті атаки б = 0°, взагалі не створює підйомної сили з огляду на те, що передньою кромкою набігаючий потік ділиться на дві рівні частини: по верхньому і нижньому контурам. Лише при куті атаки б ≥ 1° відбувається порушення симетрії у розподілі потоку, що набігає, що призводить до різниці тисків між верхньою і нижньою поверхнями крила. Відомий також спосіб створення підйомної сили, в якому крило з профілем NACA-23012 [Вертольоти країн Світу. Під редакцією Лебедя В.Г., 1994 р.] асиметрично, більша частина набігаючого потоку прямує по верхньому контуру, який на ділянці АВ піддається всебічному стисканню, набуває велику кінетичну енергію і на ділянці ВС являє собою тонкий (0,5-2 мм) високошвидкісний потік, що виконує дві основні функції: динамічного бар'єру між верхньою площиною крила і незбуреної атмосферою над ЗС, і газоструйного насоса, стрімко виносить молекули повітря з області BСD, створюючи в ній розрідження, що має критичну межу, при досягненні якої потік НД з ударом лягає на поверхню крила BD. У результаті область BCD заповнюється повітрям до тиску необуреного повітря на висоті польоту ЛА, а швидкісний потік НД знову відновлюється. Таким є один цикл хвильового опору верхньої площини крила в області негативних кутів атаки BCD. Процес має автоколивальний характер і, при наближенні ЛА до швидкості звуку, стає основною перешкодою на шляху розвитку високих швидкостей. Відомий профіль, відмінний від класичного профілю та має геометричні елементи, які подібні з елементами запропонованого нами профілю. Це крило (Фіг. 1) за американським патентом № 6378802 (МПК: B64C 30 /00, опуб. 30.04.2002г), взятому за прототип для пп. 1, 3 і 4 формули винаходу, запропонованого автором. Головна відмінність прототипу від класичного профілю полягає в тому, що передня кромка представлена гострим кутом, який не розділяє набігаючий потік на дві частини - по верхньому і нижньому контору, як це здійснює передня заокруглена кромка класичного профілю. З Fig.1 по американському патенту та його опису випливає, що у створенні підйомної сили крила з таким профілем беруть участь тільки передня і задня секції, що займають лише 32 % по верхньому і нижньому контурах крила, тоді як віковий досвід авіації довів, що підйомна сила крила в усіх випадках пропорційна повній площі крила S. Недоліком прототипу є низька ефективність при формуванні підйомної сили, яка викликана наявністю хвильового опору по верхньому контуру крила, що знижує його підйомну силу на одиницю площі крила. Відомий також симетричний клиновидний профіль крила за патентом РФ № 2207967 (МПК: В64С 23/ 06, опуб. 10.07.2003г), взятий за прототип для профілю крила за п. 2 формули запропонованого винаходу. Недоліком такого крила також є наявність двох задніх кромок, що обриваються під прямим кутом і створюють за крилом основу для потужного турбулентного опору, що знижує ефективність літального апарату. Завданням запропонованого винаходу є підвищення ефективності формування підйомної сили за рахунок усунення хвильового опору по верхньому контуру крила і збільшення його підйомної сили на одиницю площі крила. Іншим завданням є звільнення крила від флатера. Поставлені завдання вирішуються за рахунок того, що створено крило літального апарату, що містить верхню і нижню площини, а також гострокутну передню кромку, у якого нижня площина виконана прямою від передньої до задньої кромки, а верхня площина, з кутом установки рівним 0°, з'єднана з задньою кромкою плавною кривою. Іншим варіантом профілю крила літального апарату, здатним реалізувати заявлений спосіб є профіль крила літального апарату, що має повздовжню вісь і крило, що має гострі передню і задню кромки, а також верхній і нижній контури, частково представлені паралельними прямими, у якого згадані прямолінійні частини верхнього і нижнього контурів з'єднані плавними кривими з передньою і задньою кромками, при цьому верхній контур розташований паралельно повздовжній осі літального апарата. Підйомну силу крила із запропонованими профілями досить проблематично визначити на основі відомих рівнянь. З цією метою запропоновано нове рівняння, що враховує висоту 1 UA 104270 C2 миделевого перетину крила, довжину хорди, тиск повітря на висоті польоту, а також лінійну швидкість молекул повітря, що має наступний вигляд: Yi  ( P0i  Yi 5 i i i  hi  a )  Si , H 8 2  bi , де - Підйомна сила крила, Н. Si  Li  bi 2 - Площа крила, м . Li - Розмах крила, м. bi - Довжина хорди, м.  i - Щільність повітря на висоті польоту, кг/м3. 10 υμi - Лінійна швидкість молекул повітря, м / с. υi - Швидкість літального апарату, м / с. hi - Висота миделевого перетину крила, середнє значення, м. a  3 4 / 3  1, 611991954  const , P0i - Тиск повітря на висоті польоту, Н/м2, при цьому коефіцієнт підйомної сили крила ( C yi  15 mi     h  a ( P0i  i i 2 i i )  Si 8  bi mi  gi ) розраховують згідно рівняння: 1 , де - Повна маса літального апарату, кг, gi 20 Cy 2 - Прискорення сили тяжіння, м/с . Винахід пояснюється кресленнями, на яких: на Фіг. 1 представлено запропонований літальний апарат з крилом, що має профіль за п. 1 формули винаходу, де AD=b-хорда, вона ж несуча поверхня крила; AD1=b1 - зовнішня хорда, AC1 - горизонтальна ділянка верхнього контуру, C1D - ділянка плавної кривої, яка формує задню кромку крила, DD1=h-висота міделя, 25 CC1 - максимальна товщина крила, кут DAC1 = β - кут розходження верхнього і нижнього контурів у передній кромці. На Фіг. 2 представлений літальний апарат з крилом, що має профіль за п. 2 формули винаходу, де AD=b - хорда, яка не несе функціонального навантаження при даному профілі; 30 AD1=b1 - зовнішня хорда, AB - плавна крива, яка з'єднує верхню і нижню горизонтальні ділянки AC 1 і BD, і що формує носок профілю; BB1=CC1=DD1=h - висота міделя, 2 UA 104270 C2 α - кут атаки на миделевий перетин по дузі AB, кут BAB1 = - кут розходження верхнього і нижнього контурів на передній кромці; C1D - дуга, що формує задню кромку крила, MN - дотична до середини дуги AB. 5 10 15 20 25 30 35 40 Кут встановлення крила з даним профілем дорівнює нулю, так само, як і кут атаки на несучу нижню площину BD. На фіг. 3 представлений літальний апарат з крилом, що має профіль за п. 3 формули винаходу, де AC1 - прямий відрізок верхнього контуру, АD - плавна крива, що з'єднує передню і задню кромки, С1D - плавна крива, що з'єднує прямий відрізок верхнього контуру із задньою кромкою. Запропоновані профілі крила забезпечують взаємодію набігаючого потоку тільки з нижнім контуром, який представлений відрізком (AD), що з'єднує передню кромку (А) із задньою кромкою (D), і водночас є хордою (b). При цьому по верхньому контуру (AC 1D) відсутній швидкісний потік, оскільки гостра передня кромка весь потік, що набігає, направляє по нижньому контуру (AD). Основна частина верхнього контуру представлена прямою (АС 1), а його хвостова частина (C1D) плавно сходить до задньої кромки. Тиск по верхньому контуру (АC 1) практично дорівнює тиску необуреного повітря на висоті польоту, при цьому верхня площина встановлена паралельно вектору швидкості ЛА, що є якісно новою, істотною ознакою запропонованого способу. Функція формування підйомної сили крила повністю перекладається на нижній контур (AD). При цьому досягається: 1) Повне виключення верхнього контуру крила від взаємодії з набігаючим потоком середовища 2) Переведення взаємодії крила із середовищем виключно на нижній контур 3) Ефективне використання пристінного шару для збільшення підйомної сили крила 4) Введення в аналіз і розрахунок підйомної сили крила його товщини (h), кута атаки (α), товщини пристінного шару (Δh), лінійної швидкості молекул повітря (υ м). 5) Звільнення крила від хвильового опору, непереборного дефекту крила з класичним профілем 6) Мінімальний лобовий опір крила і його висока аеродинамічна якість. Динамічним параметром, що використовується в розрахунку підйомної сили крила класичною аеродинамікою, є швидкісний напір, до якого емпірично підбирають коефіцієнт підйомної сили (Cy), а підйомну силу (Y) визначають згідно з формулою [Фізичнаенциклопедія. Т. 3, стор 670, 1992 р.]: 2 (1) Y = Cyρ s/2, H, де 3 ρ - щільність повітря, кг/м ,  - швидкість руху ЛА, м / с, 2 s - площа крила, м . На крейсерській трасі для ЛА має місце рівність: (2) Y = mg, H, де m - маса літального апарату, кг, 2 g - прискорення вільного падіння на висоті польоту, м/с ; прирівнявши праві частини (1) і (2) і вирішуючи отримане рівняння щодо С у, отримаємо: Cy  45 50 m g  2  s / 2 У формулах (1), (2) і (3) не беруть участь такі важливі параметри, як товщина крила (h), кут атаки (α), тиск по верхній площині крила (Рв), тиск по нижній площині крила (Рн), швидкість молекул повітря (υм), товщина пристінного шару (Δh), а саме парадоксальне полягає в протиріччі між (1) і (3). Так, згідно (1), чим більше коефіцієнт підйомної сили (С у> 1), тим вище підйомна сила крила і тим легше ЛА відривається від ЗПС, тим коротше стартовий пробіг і т.д., а згідно (3), при Су> 1, вага ЛА більше підйомної сили крила і він не може злетіти. Таким чином, наведений розрахунковий апарат свідчить на користь того, що в класичній аеродинаміці відсутня теорія обтікання крила, що рухається в незбуреному повітрі. 3 UA 104270 C2 5 10 15 20 Для крила з Патентоспроможні профілем запропонований відповідний математичний апарат, заснований на тому, що підйомна сила крила є наслідок різниці тисків між верхньою (Р B) і нижньої (РH) площинами і виражається рівнянням (4): (4) Y = (Pв - Pн)s, Н Оскільки у крила з пропонованим профілем Б-1, тиск по верхній поверхні завжди дорівнює тиску необуреного повітря (P0i) на висоті польоту (Pвi=P0i), то розгорнувши (4), отримаємо:       tg    Yi   P0i  i i i 2 (5)   s, H , 8   де 2 P0i - тиск незбуреного повітря на висоті польоту, Н/м , 3 ρi - щільність необуреного повітря на висоті польоту, кг/м , i - швидкість ЛА, м/с, μi - лінійна швидкість молекул повітря на висоті польоту, м/с. У нормальних умовах (t=0° C, Р0=101 325 Па) швидкість молекул μi=47131,725 м/с. [Базієв Д.Х. Основи єдиної теорії фізики. М., Педагогіка, 1994, 619 стор] tgβ = h/ b 1 - відношення середньої висоти міделя до зовнішньої хорді, h - висота миделевого перетину (Фіг.2), м,   3 4 / 3  1, 0611991954  const  - кут розбіжності верхнього і нижнього контурів у передньої кромки крила, 2 S = L∙b - площа крила, м , L - розмах крила, м, b - хорда крила, AD (Фіг. 2 і 3) м. b1 - зовнішня хорда AD1 (Фіг.2 і 3) м. Вводячи значення Yi = cymi gi і tg в (5), отримаємо завершений вигляд рівняння підйомної сили крила з пропонованим профілем Б-1, в якому немає ні єдиного коефіцієнта, бо враховані всі фізичні та геометричні параметри, які беруть участь у формуванні підйомної сили крила (Y)     h     c y  mi  gi   P0i  i i 2i i   S  H , 8  bi   для дозвукових скоростей ЛА (   1М) (6) c 25 де y  1,01 - коеф. підйомної сили крила. З (6) випливає, що в режимі зльоту ЛА права частина неодмінно повинна перевищувати ліву, тобто підйомна сила більше злітної ваги ЛА, а на крейсерській трасі вага ЛА і підйомна сила стають рівними. При цьому величина підйомної сили в (6) завжди здобуває негативний знак, що свідчить про те, що ця сила спрямована проти вектора сили гравітації, тобто вгору.        hi Yi   P0i  i i 2 i  8  b    30 35 40 45 50    Si   (7) - рівняння підйомної сили крила для швидкостей ЛА ( > 1М), де M - число маха,  =1,36805912 - коеф. адіабати повітря в пристінному потоці при  > 1М Нижче наведені приклади практичного втілення винаходу. Приклад 1. На фіг. 1 наведено профіль крила, де АD - хорда і одночасно нижній контур; AC1D - верхній контур; СС1 - найбільша товщина профілю; DD1=h - висота миделевого перетину крила; кут САС1 =  - кут розбіжності верхнього і нижнього контурів. Як видно з фіг. 2 пропонований варіант має гострокутну передню кромку, відмітними ознаками якого є наступні: 1) Гранично гострий кут носка, САС1 = в, який є кутом розбіжності верхнього і нижнього контурів, при цьому передня кромка крила (А) для надзвукових ЛА виконується гранично гострою, як бритва. 2) Нижній контур (AD), він же хорда (b), є відрізком прямої, що забезпечує формування високошвидкісного пристенного потоку, що володіє великою кінетичної енергією і зумовлюючого надлишковий тиск нижній площині крила (AD). Крило з таким профілем володіє мінімальним лобовим опором і максимальної підйомної силою, що й обумовлює його надзвичайно висока аеродинамічна якість щодо прототипу. 3) Основна частина верхнього контуру (АС1) представлена відрізком горизонтальної прямої, паралельної вектору руху крила ЛА або головною поздовжньої осі ЛА. Хвостова частина верхнього контуру, від точки найбільшої товщини профілю (С 1), до задньої кромки (D), виконують плавною кривою (C1D). Завдяки гострої передній кромці (А), що є початком верхнього контуру, попадання набігаючого потоку на верхній контур повністю виключено, що забезпечує йому повне звільнення від хвильового опору і флатера при всіх режимах польоту ЛА. 4 UA 104270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Приклад 2. На фіг. 2 наведений профіль крила, де А - помірно гостра передня кромка, В початок несучої поверхні крила (BD), AB - дуга плавного з'єднання нижнього контуру з верхнім з утворенням передньої кромки, C1D дуга плавного з'єднання верхнього контуру з задньою кромкою. Відмінними ознаками даного профілю є наступні: 1) Основні частини верхнього АС1 і нижнього BD контурів можуть бути паралельні між собою, а можуть такими і не бути, що залежить від радіуса кривизни АВ (Фіг.2) і висоти міделя 2) Гостра передня кромка цілком направляє потік, що набігає під крило, по нижньому контуру внаслідок відсутності кута атаки кута атаки по верхньому контуру, що обумовлено паралельністю верхнього контуру поздовжньої осі ЛА. 3) Взаємодія набігаючого потоку відбувається виключно з нижнім контуром (ABD), який позбавлений ділянки з негативним кутом атаки, при цьому, як показали дослідження, в діапазоні швидкостей  ≤ 0,6 М, вздовж усього нижнього контуру формується високошвидкісний пристінний шар, а при швидкостях  > 0,6 М, пристінний шар обривається в точці (В), але формується під крилом ущільнений підстилаючий шар за рахунок набігаючого потоку, на який і спирається несуча поверхня крила (BD), в результаті чого питома підйомна сила крила з даними профілем більше ніж у прототипу більш ніж в 2 рази. Ця особливість проявляється при русі крила в необуреному повітрі. Даний профіль є базовим, від якого можна отримати серію профілів, змінюючи кут розбіжності верхнього і нижнього контурів в інтервалі 0°-90°, а також змінюючи висоту міделя в широких межах, при цьому надзвукові ЛА забезпечуються крилом з гострою передньою кромкою і допустимо малим значенням висоти міделя, залежних від цілого ряду технічних умов. Великовантажні ЛА забезпечуються крилом з даними профілем або його варіантами, при цьому висота міделя буде диктуватися, насамперед, злітною масою і швидкістю, що досягається на ЗПС до моменту відриву. Верхній контур профілю крила (AC 1) встановлений паралельно вектору руху ЛА або паралельно головній поздовжньої осі ЛА, тобто кут установки верхньої площини крил з пропонованими профілями завжди дорівнює 0°, тоді як кут установки крила з класичним профілем завжди більше нуля і коливається в межах від 2° до 6°. Приклад 3. На фіг. 3 наведено профіль крила, де А - гостра передня кромка, АС1 прямолінійна ділянка верхнього контуру, C1D дуга плавного з'єднання верхнього контуру з задньою кромкою, а АТ - дуга плавного з'єднання передньої і задньої крайок, що утворює нижній контур. Суть винаходу підтверджена прикладом практичної реалізації способу. Приклад здійснення запропонованого способу формування підйомної сили крила і пристрої для його реалізації. Для підтвердження реалізованості способу і працездатності пристроїв нами були виготовлені чотири моделі крил з профілями по Фіг. 1 і Фіг. 2 і NACA-23015 з однаковими геометричними параметрами (по розмаху крила, хорді і товщині крила). Випробувану модель встановлювали на валу колекторного електродвигуна змінного струму, потужності W=400 Вт, розвивального n=14 000 об / хв. Електродвигун з крилом кріпили на масивній платформі, яку фіксували на чаші електронних ваг фірми "Нікотекс НПВ-15 кг", з допустимою похибкою Δ = ± 0,005 кг. Чаша терезів була екранована великим непроникним диском з дюралюмінію. Моделі крил були виготовлені зі сплаву алюмінію з магнієм, а поверхня їх ретельно полірувалася. Експериментальні дослідження підтвердили вищу ефективність крил із запропонованими профілями в порівнянні з прототипом, що представляє крило з класичним профілем, що формує підйомну силу переважно за рахунок створюваного розрідження по верхньому контуру. Отримані результати зведені в табл. 1-4 (див. ДОДАТОК). В якості визначального динамічного 2 параметра прийнята питома підйомна сила крила (Ys, Н/м ) у функції від швидкості х. Порівняємо крило з профілем по Фіг. 1 з рештою крил: з профілем по Фіг. 2 і профілем NACA23015 при рівних швидкостях руху крила в необуреному повітрі: 2 1) 3=25,068 м/с (Б-1, табл.1), Ys3=247,944 Н/м , 2 1=25,917 м/с (NACA, табл.2), Ys1=64,378 Н/м , k1=Ys3/Ys1=3,85. 2 2) 11=62,777 м/с (Б-1, табл.1), Ys11=1724,982 Н/м , 2 5=62,207 м/с (NACA, табл.2), Ys5=287,807 Н/м , k2=Ys11/Ys5=5,993. 2 3) 9=69,309 м/с (Б-2, табл.3), Ys9=1105,787 Н/м , 2 6=69,309 м/с (NACA, табл.2), Ys6=355,972 Н/м , 5 UA 104270 C2 5 10 15 20 25 k3=Ys9/Ys6=3,106. 2 4) 10=56,516м/с (Б-1, табл.1), Ys10=1388,486 Н/м , 2 6=56,413 м/с (Б-2, табл.3), Ys6=708,158 Н/м , k4=Ys10/Ys6=1,9607. Як випливає з наведеного порівняння експериментальних результатів, крило з профілем по Фіг. 1, у всіх чотирьох прикладах, має значну перевагу, як над прототипом, так і над крилом з профілем по Фіг. 2, що відображено коефіцієнтом к. Аналіз отриманих результатів свідчить на користь того, що пропонований спосіб формування підйомної сили крила і серії профілів, на основі Фіг. 2, для його реалізації істотно краще класичного способу і класичного профілю. На підставі вищевикладеного можна зробити висновок про те, що заявлений спосіб формування підйомної сили крила і пристрій для його здійснення можуть бути реалізовані на практиці з досягненням зазначеного технічного результату. Перелік літератури 1. Володко А.М., Верхозин М.П., Горшков В.А. Вертольоти. Довідник. М., Військове вид., 1992. 2. Ружицький Є.І. Вертольоти. М., Вікторія, АСТ, 1997. 3. Вертольоти країн світу. Під ред. В.Г. Лебедя. М., 1994. 4. Базієв Д.Х. Основи єдиної теорії фізики. М., Педагогіка, 1994, 640 стор. 5. Далін В.М. Характеристики та конструкція вертольотів. М., 1983. 6. Лігум Т.І., Скрипченко С.Ю., Чульскій Л.А., Шишмарев А.В., Юровський С.І. Аеродинаміка літака Ту-154. М., Транспорт, 1977. 7. Кашафутдінов С.Т., Лушин В.М. Атлас аеродинамічних характеристик крилових профілів. Новосибірськ, 1994. 8. Фізична енциклопедія. М., 1992. Т.3. 30 6 UA 104270 C2 7 UA 104270 C2 8 UA 104270 C2 9 UA 104270 C2 5 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 10 1. Профіль крила літального апарата, що має поздовжню вісь і крило, що містить гострі передню і задню кромки, а також верхній і нижній контури, який відрізняється тим, що нижній контур виконаний прямолінійним від передньої до задньої кромки, а верхній контур розташований паралельно поздовжній осі літального апарата і з'єднаний із задньою кромкою плавною кривою. 10 UA 104270 C2 5 10 2. Профіль крила літального апарата, що має поздовжню вісь і крило, що містить гострі передню і задню кромки, а також верхній і нижній контури, частково представлені паралельними прямими, який відрізняється тим, що згадані прямолінійні частини верхнього і нижнього контуру з'єднані плавними кривими з передньою і задньою кромками, при цьому верхній контур розташований паралельно поздовжній осі літального апарата. 3. Профіль крила літального апарата, що має поздовжню вісь і крило, що містить гострі передню і задню кромки, а також верхній і нижній контури, при цьому верхній контур має прямолінійну ділянку, який відрізняється тим, що прямолінійна ділянка верхнього контуру розташована паралельно поздовжній осі літального апарата, а нижній контур виконаний у вигляді кривої, яка плавно з'єднує передню і задню кромки профілю крила. Комп’ютерна верстка Л. Бурлак Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 11