Крило літального апарата

1. Крило літального апарата, що має внутрішній силовий набір, яке відрізняється тим, що його вільний кінець додатково оснащують відрізком крила, яке розташовують площиною у напрямку руху літального апарата перпендикулярно площині крила і всмоктувальною поверхнею профілю назовні. Корисна модель відноситься до авіації, зокрема до літакобудування, і може бути використана при створенні та побудові літаків. Відоме крило літальних апаратів, що має внутрішній силовий набір, який забезпечує його міцність та жорсткість. При цьому основним елементом цього набору, що забезпечує ці якості крила, є поздовжні вертикальні балки - стрінгери. [1]. Недостатком відомого крила є те, що завдяки тому, що його розрахунковою схемою на міцність є жорстко закріплена одним кінцем і з вільним другим кінцем балка, що навантажена розподіленою по довжині підйомною силою, то максимальне напруження згину а тах в ньому в небезпечному поперечному перерізу крила близько корпуса літального апарата і максимальний прогин ^ т а х вільного кінця крила визначаються по формулам: 'max Мг Wv ql' 2W X Mr " 4EJ X 8EJ X ~ де : Mmax - максимальний згинаючий момент на крилі; q - рівномірно розподілена уздовж крила його підйомна сила; І - довжина (розмах) крила; ldX 2. Крило за п. 1, яке відрізняється тим, що відрізок крила виконують з таким профілем всмоктувальної поверхні і розташовують його під таким ку том атаки до напрямку руху літального апарата, які забезпечують при розкладанні створюваної ним підйомної сили на силу, що розтягує крило і тягову силу, що діє в напрямку руху літального апарата. 3. Крило за п. 1, яке відрізняється тим, що його відрізки крил виконують поворотними навколо вертикальних осей і сполучають через механізм управління із штурвалом управління літальним апаратом. W x - момент опору площини небезпечного перерізу крила; J x - момент інерції площини небезпечного перерізу крила; Е - модуль пружності матеріалу стрингерів і обшивки крила (модуль Юнга) - константа; [а] та [х>\ _ допустимі значення напруження та прогину. Звідси видно, що для забезпечення якнайменших значень напружень та прогину при заданій вантажопідйомності літального апарата на крило повинен діяти якнайменший згинаючий момент і воно повинно мати якнайменшу довжину і якнайбільші розміри небезпечного перерізу, в той час як для забезпечення максимальної швидкості руху при тій же вантажопідйомності розміри крила повинні бути якнайменшими. В основу корисно)' моделі поставлено задачу крило літального апарата шляхом донавантаження його розтягуючим зусиллям зменшити діючий на ньому згинаючий момент М т а х і при тій же вантажопідйомності зменшити його розміри і опір руху, або при тих же розмірах збільшити вантажопідйомність. Указана мета досягається тим, що крило літального апарата, що має внутрішній силовий набір, по вільному кінцю додатково оснащують відрізком крила, яке розташовують площиною у напрямку руху літального апарата перпендикулярно площині ео CM о> крила і всмоктувальною поверхнею профілю назовні. Для створення додаткової тяги, яка компенсувала хоча б опір руху відрізка крила, його використовують з таким профілем всмоктувальної поверхні і розташовують під таким кутом атаки до напрямку руху літального апарата, які забезпечують при розкладанні створюваної ним піднімальної сили на силу, що розтягує крило, і тягову силу, що діє в напрямку руху літального апарата. Якщо ж потрібно покращити маневреність літального апарата, то відрізки крил виконують поворотними навколо вертикальних осей і сполучають їх через механізм управління із штурвалом управління літального апарата. Ця сукупність нових суттєвих ознак, що полягають у дооснащенні вільного кінця крила відрізком крила, який створює на ньому розтягуючі зусилля, та у виконанні його профілю і установці під кутом атаки такими, що крім зусилля розтягування вони створюють додаткове тягове зусилля, дозволяє зменшити навантаження крила і відповідно його розміри або при тих же розмірах збільшити вантажопідйомність літального апарата. Крім цього це зменшує опір руху завдяки зменшенню розміру крила і покращує стійкість на курсі літального апарата завдяки роботі відрізків крил як стабілізаторів у площині польоту та ліквідує перетоки шарів повітря по кінцям крил, підвищуючи їх підйомну силу. На Фіг.1 схематично зображений вид спереду, на Фіг.2 - вид зверху на літак з крилами, які по вільним кінцям дооснащені відрізками вертикальних крил, і на Фіг.З - розрахункова схема крила. Крила 1 літака мають силовий набір у вигляді поздовжніх стрингерів 2, які сприймають згинаючий крило момент від дії на нього рівномірно розподіленої підйомної сили q. Вільні кінці крил додатково оснащені відрізками крил 3, які розташовують площинами у площині напрямку руху літака або під кутом атаки Р до нього, якщо необхідно одержати крім розтягуючого крило 1 зусилля Fp додаткове тягове зусилля FT, І всмоктувальною поверхнею назовні. При необхідності одержання іще більшого додаткового тягового зусилля FT профіль всмоктувальної поверхні відрізків крил також виконують таким , щоб він створював його. Для покращення управляємості літального апарата відрізки крила 3 можуть виконувати поворотними навколо вертикальних осей 4 і сполучати через механізм управління із штурвалом літального апарата. Крило працює наступним чином. При руху літального апарата на крилі 1 виникає рівномірно розподілена по його поверхні підйомна сила q. Для спрощення подальших викладок будемо рахувати, що вона рівномірно розподілена і по довжині крила, хоча це залежить від зміни ширини крила по його довжині. Одночасно на відрізку крила 3 також виникає зусилля Fp, що розтягує крило, або Fn, яке розкладається на зусилля Fp і на додаткове зусилля FT, ЯКЩО це необхідно, наприклад для компенсації опору руху відрізка крила 3. І тоді розрахункова схема на міц 11279 ність крила 1 має вигляд, показаний Фіг.З, який відрізняється від розрахункової схеми крила 1 без відрізків крила 3, в якій відсутнє розтягуючи зусилля FP і напруження вигин визначаються по вище приведеним формулам. А для цієї нової розрахункової схеми напруження та вигин крила визначаються по наступним формулам (з урахуванням напрямку осей і дії розтягуючого зусилля Fp); _ M max F (P w EJ, a cosoc^ 2FP M де : "max . максимальні напруження у крилі; Mmax - максимальний згинаючий момент на крилі; Wx - момент опору площини небезпечного перерізу крила; S - площина небезпечного поперечного перерізу крила; v max . максимальний прогин крила; q - рівномірно розподілена уздовж крила його підйомна сила; Е - модуль пружності матеріалу стрингерів і обшивки крила (модуль Юнга) - константа; J x - момент інерції площини небезпечного перерізу крила; а - кут лінії згину крила в його небезпечному перерізу; І - довжина (розмах) крила; [с\ та [uj . допустимі значення напруження та прогину. Із порівняння цих формул з приведеними раніше видно, що наявність розтягуючого зусилля Fp на крилі 1, яке створюється відрізком крила З, зменшує діючий на нього момент М т а х , виникаючі в ньому напруження ° т а х та максимальний його прогин Vmax . Це дозволяє при наявності відрізків крил 3 по вільним кінцям крил 1 або збільшувати вантажопідйомність літального апарата, або зменшувати розміри його крил, зменшуючи опір їх і збільшуючи швидкість руху літального апарата. Відрізки крил 3 ліквідують також перетоки шарів повітря по кінцям крил 1, що підвищує їх підйомну силу, а також одночасно є стабілізаторами руху літального апарату. А якщо їх виконати поворотними навколо вертикальних осей і з'єднати із штурвалом літального апарата, то вони підвищують його управляемость та маневреність у площині польоту. Джерела інформації: 1. Авторське свідоцтво СРСР 3467570А, кл. 64С 3/18, 15.06.84. Бюл. № 22. 2. Справочник металлиста под редакцией Н.С. Ачеркана » т. 2. Государственное издательство машиностроительной литературы. Москва. 1958. с 98, 132, 135. 11279 Фіг. 1 Фіг. 2 Комп ютерна верстка Г Паяльніков Підписне Фіг. З Тираж 26 прим Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул Урицького, 45, м Київ, МСП, 03680, Україна ДП "Український інститут промислової власності" вул Глазунова, 1, м Київ - 4 2 , 01601