Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака

Реферат: Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака належить до галузі авіації. Технічний результат корисної моделі полягає в забезпеченні поліпшення зривних характеристик стріловидного крила на великих кутах атаки. UA 68377 U (12) UA 68377 U UA 68377 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема, до пристроїв для боротьби зі зривом потоку повітря на крилі літака на великих кутах атаки, а саме, до пристроїв для поліпшення зривних характеристик крила літака, які можуть бути використані на літаках (літальних апаратах), які мають прямі, стріловидні, трикутні крила, а також крила складної форми в плані, наприклад, з кореневими напливами, та крила змінної геометрії. Відомий пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака на великих кутах атаки, який виконано у вигляді відхилюваних носків передньої кромки крила [1]. Поліпшення зривних характеристик крила у цьому випадку здійснюється за рахунок викривлення профілю (збільшення відносної кривизни профілю), а також за рахунок забезпечення безударного підходу потоку до передньої кромки крила. Ці заходи дозволяють затягнути початок відриву потоку повітря на крилі до великих кутів атаки і при цьому досягнути великих значень коефіцієнта підйомної сили Су, більше, ніж у аналогічного крила без механізації передньої кромки. До недоліків відомого пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака на великих кутах атаки належать: - значне ускладнення конструкції крила та системи управління пристроєм; - підвищення ваги конструкції; - обмежені можливості по куту відхилення носка крила з метою досягнення максимальної ефективності із-за труднощів (складності) із забезпеченням плавності переходу поверхні відхиленого носка у поверхню крила. Відомий пристрій для управління приграничним шаром, який розташовано на верхній поверхні крила вздовж його розмаху і виконано у вигляді підпружинених пластин, шарнірно з'єднаних з поверхнею крила своєю передньою кромкою, що встановлюються на поверхні по профілю крила, починаючи з точки максимальної товщини профілю крила, з кроком, що дорівнює ширині пластини [2]. Використання цього пристрою забезпечує затягування зриву потоку з верхньої поверхні крила при великих кутах атаки, покращуючи при цьому обтікання крила. До недоліків зазначеного пристрою для управління приграничним шаром належить те, що на великих кутах атаки ефективність пристрою знижується, а підпружинення пластин збільшує товщину профілю крила і, як результат, його лобовий опір. Технічне рішення також характеризується збільшеною складністю конструкції. Робота відомого пристрою у горизонтальному польоті викликає зриви з відхилених вгору пластин, що зменшує (погіршує) аеродинамічні характеристики крила, на якому встановлені зазначені підпружені пластини (за рахунок викривлення профілю крила). Найбільш близьким технічним рішенням як по суті, так і по задачах, що вирішуються, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, який містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхилюваного носка, яка розташована уздовж передньої кромки крила [3]. У цьому випадку поліпшення зривних характеристик крила з пристроєм у вигляді пластини, що жорстко закріплена на передній кромці крила та має напрямок розташування уздовж передньої кромки та паралельне розташування площини до набігаючого потоку повітря, здійснюється головним чином за рахунок виникнення уздовж гострої передньої кромки пластини вільного вихору, який, проходячи над поверхнею крила, викликає збільшення розрядження на ньому. Недоліками пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який вибрано за найближчий аналог (прототип), є те, що жорстке закріплення пластини на передній кромці крила вимагає розрахунку її встановлення на одному з оптимальних кутів атаки. В інших випадках, при зміні кутів атаки  (набігаючого потоку), пластина буде не ефективною із-за складності вибору оптимального положення пластини відносно площини крила в залежності від кута атаки . Використання вищезгаданої пластини веде до ускладнення системи управління для створення оптимальних режимів обтікання, що, у свою чергу, призводить до ускладнення конструкції крила літака. Можливе обростання кригою крила з наступним обростанням кригою зазначеної пластини, що призведе до виключення її з роботи. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом виконання пластини самоорієнтовною у залежності від кута атаки, забезпечити поліпшення зривних характеристик стріловидного крила на великих кутах атаки та збільшити при цьому критичний кут атаки. Суть корисної моделі у пристрої для поліпшення зривних характеристик крила літака, який містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхилюваного носка, яка розташована уздовж передньої кромки, полягає в тому, що кількість пластин збільшена не менше, ніж у два рази, пластини виконано установленими за розмахом крила одна біля другої з мінімальним зазором між собою, кожна з пластин виконана самоорієнтовною та з'єднаною з 1 UA 68377 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 системою керування, кожна з зазначених пластин встановлена з можливістю обертання, ось обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, осі обертання пластин виконано або співпадаючими між собою, або паралельними між собою, поверхня пластини у прибраному стані співпадає з обводами профілю крила, а хорда пластини дорівнює не менше 0,01 хорди крила у місці установки пластини. Суть корисної моделі полягає і в тому, що кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору. Суть корисної моделі полягає і в тому, що кожна з пластин зв'язана з виконавчим елементом/пристроєм системи протиобледеніння. Виконавчий механізм, що містить система управління пластинами, та який з'єднано певним чином з датчиком кута атаки та безпосередньо з керуючим елементом, забезпечує автоматичне (або ручне) управління введенням у роботу секцій самоорієнтовних пластин, або їх прибирання у нішу на крилі, коли забезпечується цілість профілю крила. Встановлення пластин (секцій) (які є складовою частиною конструкції пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака) одна біля другої за розмахом крила, дозволяє уникнути заклинювання конструкції пристрою (секцій пристрою між собою) при неминучій деформації конструкції пружних крил, та забезпечує оптимальний кут встановлення пластин, який визначається двома факторами: - геометрією профілю крила в i-тому перерізі (товщина профілю у перерізі, хорда bi крила у i-тому перерізі, положення максимальної кривизни профілю); - місцевими кутами атаки за розмахом крила. При цьому кількість секцій (елементів конструкції пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака) може бути різноманітною (оптимальною за міцнісними характеристиками). Виконавчий елемент/пристрій, що містить система протиобледеніння літака, забезпечує захист пластин від обледеніння для їх відхилення без "залипання" від криги, що утворюється на носку крила. Порівняльний аналіз технічного рішення з прототипом, дозволяє зробити висновок, що пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, відрізняється тим, що кількість пластин збільшена не менше, ніж у два рази, пластини виконано установленими за розмахом крила одна біля другої з мінімальним зазором між собою, кожна з пластин виконана самоорієнтовною та з'єднаною з системою керування, кожна з зазначених пластин встановлена з можливістю обертання, вісь обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, осі обертання пластин виконано або співпадаючими між собою, або паралельними між собою, поверхня пластини у прибраному стані співпадає з обводами профілю крила, а хорда пластини дорівнює не менше 0,01 хорди крила у місці установки пластини, при цьому кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору, причому кожна з пластин зв'язана з виконавчим елементом/пристроєм системи протиобледеніння. вирішення поставленої технічної задачі дійсно можливе, тому що при відхиленні пластини на великих кутах атаки, характер обтікання крила, у порівнянні з крилом без пристрою (який заявляється), змінюється. Якщо на немеханізованому крилі на великих кутах атаки виникає відрив потоку в кінцевих його частинах, та з підвищенням кута атаки зона, яка зайнята відривом, швидко переміщується до кореневої хорди крила (що веде до падіння несучих якостей цього крила), то у стріловидного крила з встановленим вздовж передньої кромки пристроєм (який заявляється), робочий елемент якого може вільно обертатися відносно своєї осі обертання під дією розрядження на верхньої поверхні крила, ці пластини відхиляються догори та забезпечують зрив потоку з вільної кромки відхиленої пластини. При цьому у вільної області між пластиною та поверхнею крила утворюється вихор, вісь якого розташована під деяким кутом відносно до подовжньої осі крила. За результатом того, що на пластині відсутній перепад тиску, вона займає цілком визначений кут свого відхилення, значення якого змінюється відповідно від зміни кута атаки (літака). Виникаючий вільний вихор розташовується над поверхнею крила, викликаючи збільшення розрядження, та затягує, таким чином, виникнення і розвиток відриву потоку повітря. Як результат збільшується значення коефіцієнту підйомної сили Сумакс. та критичний кут атаки  крит. У разі обледеніння району розташування пластини на крилі літака система протиобледеніння літака забезпечує захист пластин від обледеніння для їх відхилення без "залипання" від криги, що утворюється на носку крила. Таким чином, пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, відповідає критерію корисної моделі "новизна". Суть корисної моделі пояснюється кресленнями, де на Фіг.1 показана блок-схема пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, 2 UA 68377 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 на Фіг.2 показана конструктивно-компонувальна схема стріловидного крила з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється (як варіант конструктивного виконання), у неробочому положенні, на Фіг.3 показана конструктивно-компонувальна схема стріловидного крила з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється (як варіант конструктивного виконання), у робочому положенні з відхиленою на кут  і пластиною, на Фіг.4 показана конструктивно-компонувальна схема стріловидного крила з секціями пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, розміщеними вздовж передньої кромки крила, на Фіг.5 показаний профіль крила з пластиною у статичному стані (у притиснутому до крила положенні), на Фіг.6 показаний профіль крила з пластиною у робочому положенні (з відхиленою на кут  і пластиною), на Фіг.7 надана схема відповідності кутів відхилення пластин у залежності від видалення від кореневої хорди крила, на Фіг.8-10 показано схеми роботи пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, при досягненні літаками різного типу критичного кута атаки  крит, на Фіг.11 показана схема утворення вільного вихору, на Фіг.12 показано графік залежності коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки а для крила без пристрою (який заявляється) та з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на Фіг.13 зображений графік залежності аеродинамічної якості К від кута атаки  без пристрою (який заявляється) та з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на Фіг.14 показано вплив системи проти обледеніння на пластину при покритті передньої кромки крила кригою, на Фіг.15-18 надані схеми розміщення пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на крилах різного типу на Фіг.19-23 надані варіанти розташування пластин на крилі серійного літака (різних типів). Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака (який заявляється) містить (див. блок-схему на Фіг.1 та схему на Фіг.2) самоорієнтовну вихороутворюючу пластину 1, яка закріплена на конструкції 2, наприклад, на носку 3 крила (позиція 2) літака (позиція 4), з можливістю обертання відносно вузлів 5 кріплення (що мають вісь обертання - позиція 6 - див. схеми на Фіг.2-7, 14-18, 21-23). На пластині 1 встановлено вузол 7 кріплення тросика 8, який з'єднано крізь напрямну 9, яка закріплена на силовому елементі 10 конструкції крила 2, з керуючим механізмом 11. Керуючий механізм 11 виконано жорстко закріпленим усередині конструкції крила 2, а до його штока 12 кріпиться другий кінець тросика 8. При втягнутому положенні штока 12 пластина 1 знаходиться у притиснутому до конструкції крила 2 положенні (див. схему на Фіг.2), і навпаки, випущене положення штока 12 забезпечує вільність як тросику 8, так, відповідно, і вихороутворюючій пластині. 1 (див. схеми на Фіг.3, 14). Керуючий механізм 11 виконано з'єднаним з датчиком 13 кута атаки для автоматичного включення у роботу пластини 1 та з керуючим блоком 14, наприклад, з перемикачем роду роботи (див. схеми на Фіг.2-3, 7, 14), для переключення управління пластиною 1 з автоматичного на ручний режим роботи та навпаки. Конструктивно пластину 1 виконано так, що хорда bпласт зазначеної пластини 1 дорівнює за значенням i-тій частині хорди bкр крила 2 уздовж його перерізів (див. схеми на Фіг.4-7, 15-18). На передній кромці (позиція 15) крила 2 може бути розташовано N вихороутворюючих пластин 1 (наприклад, Ν=1,2,…5,…10, … 100 та більше), кожна з яких має свій привід управління та з'єднана зі своїм керуючим механізмом 11 (див. схеми на Фіг.4-10, 15-23). Конструктивно і технологічно кожна з пластин 1 зв'язана з виконавчим елементом/пристроєм системи 16 протиобледеніння (див. схеми на Фіг.1-3, 7). Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака (який заявляється) працює таким чином (див. Фіг.1, Фіг.6-8). При виході літака на зазначений кут атаки, який дорівнює (  крит) (див. схеми на Фіг.8-10), сигнал з датчика кута атаки 9 (при автоматичному керуванні) подається на керуючий механізм 7 (див. схеми на Фіг.1-3). Робота механізму 7 забезпечує вихід його штока 8 (див. схему на Фіг.3). Вихід штока 8 приводить до послаблення натягу тросика 4, який утримує пластину 1 у притиснутому до конструкції крила 2 положенні, та забезпечення пластині 1 можливості самоорієнтовного обертання відносно вузлів кріплення 3 (див. схему на Фіг.3). Під дією розрядження над верхнею поверхнею крила 2, пластина 1 піднімається на кут  і, обертаючись 3 UA 68377 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 у вузлі кріплення 3 (див. схему на Фіг.3). Вихор, який утворюється над верхню поверхнею крила 2 (див. схему на Фіг.11), проходить уздовж розмаху зазначеного крила 2. Вільний вихор, який утворився при цьому, викликає розрядження над поверхнею крила 2 та затягує, таким чином, виникнення та розвиток відриву потоку, який обтікає крило 2 (див. схему на Фіг.11). В результаті цього зростають значення Сумакс. та  крит. За розмахом крила 2 пластини 1 у процесі роботи встановлюються на оптимальний кут (  і), відповідно з геометрією профілю крила 2 у цьому перерізі (bi) та у залежності від видалення кожної з секцій пристрою від кореневої хорди (b0) крила 2 (див. схеми на Фіг.7 та на Фіг.8-10). Можливість технічного рішення була підтверджена продувками у аеродинамічній трубі на моделях крила складної форми у плані, які містять стріловидне крило з кутом  стріловидності уздовж передньої кромки 15  nk=45° та корінного напливу (позиція 17)  кн/nk/=70° і пристрою (який заявляється) (див. схеми на Фіг.9, 18, 21), розташованого на консольній частині крила 1, значення хорди bі якого дорівнювало 10 % (0,1 bі) місцевої хорди bі крила 1 (див. схеми на Фіг.9, 18, 21). Продувки показали, що несучі властивості крила 2 при цьому зростали на 8-10 % (Сумакс.=0,1), а значення критичного кута (  крит.) атаки зросло на 5-6 градусів (див. графік на Фіг.12). Аналогічно зросла і якість К крила 2 у порівнянні з крилом без пристрою (див. графік на Фіг.13). Були проведені продувки моделі літака, який мав крило складної форми у плані (див. схеми на Фіг.9, 18, 21) із встановленим на крилі 2 пристроєм, який заявляється. Продувки показали, що несучі властивості крила 2 зросли до Су=0,16…0,17 (у порівнянні з крилом з відхиляємим носком крила, де Су=0,06). Критичний кут атаки (  крит) збільшився при цьому на   крит=2,5° (у порівнянні з відхиленням носка 3 на подібному крилі 2, де   крит=1,5°) (див. схеми на Фіг.8-10). Експериментальні дослідження, які були проведені у гідродинамічній трубі, показали, що вільний вихор, який виникає при обтіканні вільноорієнтовних (самоорієнтовних) вихороутворюючих пластин 1, проходячи у районі елерона, збільшує його аеродинамічну ефективність на великих кутах атаки (див. схему на Фіг.11 та графіки на на Фіг.12-13). Вимикання пристрою з роботи може здійснюватися автоматично за командами датчика 13 кута атаки або вручну пілотом, за допомогою керуючого блока 14. Сигнал управління подається на керуючий механізм 11, який завдяки втягуванню штока 12, натягує тросик 8, а той, у свою чергу, притягує вихороутворюючу пластину 1 до конструкції крила 2, забезпечуючи плавність обтікання профілю зазначеного крила 2 (див. схему на Фіг.2). У разі виникнення обледеніння на носку 3 крила 2 спрацьовує система протиобледеніння 16 літака 4 (див. схему на Фіг.3), яка забезпечує вільне переміщення/поворот вихороутворюючої пластини при обледенінні зазначеного носка 3 крила 2 шляхом або теплового, або електричного впливу на кригу, що наростає при обледенінні. Підвищення ефективності використання пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається тим, що за рахунок встановлення на крилі самоорієнтовних пластин досягається можливість підвищення критичних кутів атаки до 10°. Підвищення ефективності використання пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається також й тим, що поліпшуються зривні характеристики крила літака на критичних кутах атаки, підвищується ефективність елеронів на критичних кутах атаки, зменшуються амплітуди коливань крила,спрощується система управління механізацією крила. При цьому форма вихороутворюючої пластини у плані може бути різноманітною, яка забезпечує розташування вільного вихору вздовж розмаху крила, включаючи гнучке крило дельтаплана, або лопать несучого гвинта вертольота. Підвищення ефективності використання пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається й тим, що у разі виникнення обледеніння на носку крила спрацьовує система протиобледеніння літака, яка забезпечує вільне переміщення/поворот вихороутворюючої пластини (відносно своєї осі) при обледенінні зазначеного носка крила шляхом або теплового, або електричного впливу на кригу, що наростає при обледенінні. Джерела інформації: 1. А.С. СРСР №1244887 від 1985 року, МПК7 В64С3/58, В64С23/06 - аналог. 2. Аэродинамика и динамика полета неманевренных самолетов. Под редакцией В.Г.Браги. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР (Военно-воздушные Силы), 1983, стр.63-64 §4.2. Срыв потока с крыла на больших углах атаки. Способы борьбы со срывом. аналог. 3. Техническая информация ЦАГИ, №2, 1988 - прототип. 60 4 UA 68377 U ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 5 10 15 1. Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, що містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхилюваного носка, яка розташована вздовж передньої кромки, який відрізняється тим, що кількість пластин збільшена не менше, ніж у два рази, пластини виконано установленими за розмахом крила одна біля другої з мінімальним зазором між собою, кожна з пластин виконана самоорієнтовною та з'єднаною з системою керування, кожна з зазначених пластин встановлена з можливістю обертання, вісь обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, осі обертання пластин виконано або співпадаючими між собою, або паралельними між собою, поверхня пластини у прибраному стані співпадає з обводами профілю крила, а хорда пластини дорівнює не менше 0,01 хорди крила у місці установки пластини. 2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору. 3. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що кожна з пластин зв'язана з виконавчим елементом/пристроєм системи проти обледеніння. 5 UA 68377 U 6 UA 68377 U 7 UA 68377 U 8 UA 68377 U 9 UA 68377 U 10 UA 68377 U 11 UA 68377 U Комп’ютерна верстка Н. Лисенко 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 12