Крило літального апарата

Реферат: Крило літального апарата містить фронтальну, верхню і нижню аеродинамічні поверхні й закрилок. Для збільшення підйомної сили й зменшення лобового опору крила передню частину верхньої аеродинамічної поверхні по розмаху крила виконано хвилеподібною, яка містить два гребені і одну западину, утворені колами радіусів у послідовності R1→R2→R1, де R1 - радіус кіл гребенів, R2=0,8R1 - радіус кола западини, причому оптимальна відстань між гребенями t=3R1, при якій утворюються шнурові вихори потоку повітря, що перекочуються по розмаху крила, рухаючись обертально і поступально. UA 103035 C2 (12) UA 103035 C2 UA 103035 C2 5 10 15 20 25 30 35 Винахід належить до прикладної аеродинаміки, зокрема, крил або лопатей літального апарата (літака, вертольота). Відома "Поверхня Винокурова" [1], що знижує аерогідродинамічний опір потоку газу або рідини. На поверхні твердого тіла (обтічного об'єкта) встановлено еластичне покриття, виконане з окремих пластин, установлених із зсувом одна щодо іншої і закріплених за допомогою шарнірів по своєму контуру відносно один одного і поверхні твердого тіла з можливістю утворення замкнутих камер. З'єднання пластин між собою забезпечує формування суцільної хвилястої поверхні. При обтіканні поверхні потоком газу або рідини еластичні пластини прогинаються убік потоку або роблять коливальні рухи відповідно до коливань тиску в потоці. При цьому забезпечується зменшення опору обтіканню поверхні твердого тіла за рахунок збереження уздовж неї ламінарного приграничного шару безвідривного обтікання. Використання такої поверхні в конструкції крила, наприклад, літального апарата, малоефективне й ненадійне через: - низьку ефективність зниження тертя, тому що при ковзному режимі руху часток рідини або газу по поверхні має місце тертя ковзання; - можливість виникнення позаштатних (непередбачених) коливань, резонансних явищ у замкнутих порожнинах коливних пластин, що може бути причиною руйнування або збільшення сили опору рухові об'єкта в порівнянні з його гладким аналогом. Найбільш близьким за технічною суттю й результатом, що досягається, є технічне рішення [2] "Крило літального апарата". Передня частина крила [2] виконана поворотною відносно шарніра й утворює з верхньою поверхнею крила щілинне сопло, розташоване уздовж розмаху крила. У передній частині крила є канал для підведення до сопла стиснутого повітря (або газу), що видувається через щілинне сопло на верхню поверхню крила. На крилі встановлено поворотний закрилок. За соплом на верхній поверхні крила на стійках, розташованих уздовж розмаху щілинного сопла, установлено надкрило, яке забезпечує додаткову ежекцію повітря, яке витікає із сопла струменем, що поліпшує несучі характеристики крила при одночасному одержанні реактивної тяги. Недоліками технічного рішення [2] є: - складність конструкції, зв'язана із застосуванням системи вдування повітря або газу в сопло; - залежність підйомної сили крила від системи вдування повітря або газу, що при можливому відмовленні системи вдування приводить до різкого падіння підйомної сили; - відносно невисока аеродинамічна ефективність технічного рішення, тому що на поверхні крила літального апарата [2], як і на крилах існуючих літаків, має місце ламінарне або турбулентне обтікання, що характеризується тертям ковзання повітря об поверхню. Підґрунтям пропонованого винаходу є так званий парадокс обтікання тіл у повздовжньому ряду [3]. Парадокс полягає в тім, що сумарний коефіцієнт лобового опору, наприклад, пари циліндрів, установлених у потоці один за другим (тандемом) у певних межах відносної відстані  40 45 50 55 60 ( l  l / d , де d - діаметр циліндрів, l - відстань між ними), виявляється істотно меншим, більш ніж у два рази, коефіцієнта лобового опору одиночного циліндра. В основу винаходу поставлена задача підвищення несучих характеристик крила літального апарата. Поставлена задача вирішена таким чином, що в конструкції крила літального апарата (наприклад літака), що включає фронтальну, верхню і нижню аеродинамічні поверхні і закрилок, що забезпечують несучі характеристики крила, новим є те, що, з метою утворення на верхній аеродинамічній поверхні шнурових вихорів потоку повітря, передню частину верхньої аеродинамічної поверхні по розмаху крила виконано хвилеподібною, що включає два гребені і одну западину, утворені колами радіусів у послідовності R1→R2→R1, де R1 - радіус кіл гребенів, R2=0,8R1 - радіус кола западини, причому оптимальна відстань між гребенями t=3R 1, величина R1 залежить від конструкції і вибирається її розробником. Запропонована хвилеподібна частина верхньої поверхні крила формує шнурові вихори, які, рухаючись одночасно обертально і поступально, перекочуються по верхній поверхні крила, що сприяє зниженню лобового опору рухові крила у порівнянні з нехвилеподібним аналогом, при цьому знижується тиск повітря на верхню поверхню крила, що збільшує несучу здатність (підйомну силу) крила, і знижується тертя повітря об верхню поверхню крила за рахунок заміни тертя ковзання тертям кочення. Схему крила літального апарата зображено на кресленнях, де на фіг. 1 показано загальний вигляд крила, а на фіг. 2 поперечний переріз А-А крила. На фіг. 3 зображено структуру вихрового потоку і його аеродинамічну взаємодію з верхньою поверхнею крила літального апарата. Крило (фіг. 1, 2) включає верхню аеродинамічну поверхню, що складається з хвилеподібної ділянки 1 (L1) і плоскої ділянки 2 (L2). Нижню аеродинамічну поверхню 3 (L3) крила виконано плоскою. На крилі шарнірно закріплено закрилок 4. Верхню й нижню 1 UA 103035 C2 5 10 15 20 25 аеродинамічну поверхню зв'язано фронтальною поверхнею 5. Хвилеподібна поверхня складається з гребенів 6 і западин 7. Гребені мають радіус R 1, а западина - радіус R2=0,8R1. Відстань між гребенями t=3R1. Запропоновані взаємозалежні геометричні розміри хвилеподібної поверхні є оптимальними для формування з прямолінійного потоку повітря, що набігає, вихрових шнурових структур, що перекочуються по верхній поверхні крила. Працює крило в такий спосіб. Повітряний потік із швидкістю V набігає на крило і розділяється фронтальною поверхнею 5 (фіг. 2) на два потоки - верхній, що рухається по хвилеподібній поверхні 1 і плоскій поверхні 2, і нижній, що тече по плоскій поверхні 3. Структура потоку (фіг. 3) по верхній поверхні крила формується хвилеподібною поверхнею, що утворює шнурові вихори, які перекочуються по хвилеподібній поверхні 1 і плоскій поверхні 2. Зародження шнурового вихру з центром обертання О1 відбувається на початковій ділянці 1 (ділянка АБ довжиною 3R1) хвилеподібної поверхні. Зароджений шнуровий вихор перекочується в положення В з центром обертання О2 і далі, із набраною енергетикою, сходить із хвилеподібної поверхні на плоску поверхню (ділянка 2, фіг. 2). Вихровий рух повітря на поверхнях 1, 2 сприяє зниженню лобового опору рухові крила у порівнянні з нехвилеподібним аналогом, знижує тиск повітря на верхню поверхню крила, що збільшує підйомну силу крила, і характеризується меншим тертям повітря об верхню поверхню крила через заміну тертя ковзання тертям кочення. Напрям обертання вихору, що показаний на фіг. 3, сприяє покращенню динаміки літального апарата. Джерела інформації: 1. А.с. СССР № SU 1439306 А1, F15D 1/12, В64С 21/00, "Поверхность Винокурова", автор В.П. Винокуров, опубл. 23.11.88, бюл. № 43. 2 2. Описание изобретения к патенту СССР № 640652 М. Кл. В64С 21/04, В64С 3/14. "Крыло летательного аппарата", автор иностранец Отто И. Барто (младший) (США), заявитель иностранная фирма "Болл Бразерс Рисерч" (США), опубл. 30.12.78, бюл. № 48. 3. Идельчик И.Е. Некоторые интересные эффекты и парадоксы в аэродинамике и гидравлике. - М.: Машиностроение, 1982. - С. 34-38. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 30 35 Крило літального апарата (наприклад літака), що містить фронтальну, верхню і нижню аеродинамічні поверхні й закрилок для забезпечення несучих характеристик крила, яке відрізняється тим, що передню частину верхньої аеродинамічної поверхні по розмаху крила виконано хвилеподібною, яка містить два гребені і одну западину, утворені колами радіусів у послідовності R1→R2→R1, де R1 - радіус кіл гребенів, R2=0,8R1 - радіус кола западини, причому оптимальна відстань між гребенями t=3R1, при якій утворюються шнурові вихори потоку повітря, що перекочуються по розмаху крила, рухаючись обертально і поступально. 2 UA 103035 C2 Комп’ютерна верстка А. Крулевський 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 3