Hесуча аеродиhамічhа поверхhя літальhого апарату

ОПУБЛИКОВАНО .ДЛЯ СОЮЗ СОВЕТСНИХ СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИН 09) QD -35 экз. № SIL 986056 6(50 В 64 С 3/44 ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НОМИТЕТ СССР ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТНРЬПГИЙ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ Н АВТОРСНОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 3351299/40-23 (22) 19.10.81 ' • (72) В.А.Жадан, В.П.Макроменко и Я.Р.Стрешинский (53) 629.7.025.86(038.8) (56) 1.'Патент США № 2927749, кл. 244-45, оПублик. 1960. 2. Егер С М . Проектирование пассажирских реактивных самолетов* М., "Машиностроение", 1964, с. 127 (прототип). (54) (57) 1,НЕСУЩАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ • ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее передней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогон*-* долами, установленными на верхней поверхности крыла, о т л н ч а ю щ а я с я тем, что, с целью повышения аэродинамического качества, наплыв выполнен с передней кромкой, расположенной ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности. 986056 2, Поверхность по п.І, о т л и ч а ю щ а я с я тем, что передняя кромка наплыва расположена впереди основной аэродинамической поверхности на расстоянии, составляющем 4-8% ее хорды, и ниже передней кромки ос 1 Изобретение относится к области авиационной техники и может Сыть использовано на самолетах, преимущественно в схемах с расположением двигателей на крыле около фюзеляжа. Известно устройство для снижения сопротивления интерференции крыла и фюзеляжа, выполненное в виде зализа, расположенного между поверхностями их сопряжения, и ослабляющее вредное Еэаииодействие полей скоростей, что позволяет уменьшить потери аэродинамического, качества самолета [ О . Недостатком такого, устройства являє;ся невозможность ликвидации пика разрежения,в носовой части профиля крыла, прилегающей к фюзеляжу, что уменьшает выигрыш от снижения интерференции. Этот недостаток в еще большей степени проявляется в схемах самолетов с близким к фюзеляжу расположением мотогондол двигателей, когда положительный эффект от установки зализа парируется дополнительными скоростями, индуцируемыми на крыле мотогондолами, что затрудняет обеспечение безотрывного обтекания в месте стыка агрегатов. Наиболее близким техническим решением к изобретению является несущая аэродинамическая поверхность летательного аппарата, содержащая основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее передней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогондолами, установленными на верхней поверхности крыла, и уменьшающим относительную толщину профиля несущей поверхности (.2). Недостатком этого технического решения является то, что принятая форма наплыва на несущей поверхности уменьшает положительную вогнутость новной аэродинамической поверхности на 1 - 2 X ее хорды , при этом радиус носка наплыва выполнен равным 40 - 50 % радиуса носка основной эародинамической поверхности. носовой части профиля крыла, в результате чего пик разрежения на верхней поверхности крыла не устраняет• ся, увеличивая толщину пограничного 5 слоя и смещения.точку отрыва вперед по потоку. Указанный недостаток приводит к потере части прироста аэродинамического качества самолета от снижения сопротивления интерферен10 ции за.счет уменьшения относительной толщины бортовых сечений крыла. Цель изобретения - повышение аэродинамического качества самолета путем снижения сопротивления интерференции; IS Поставленная цель достигается тем, что в несущей аэродинамической поверхности' летательного аппарата, содержащей основную аэродинамическую поверхность с наплывом на ее перед20 ней кромке, расположенным между фюзеляжем летательного аппарата и мотогондолами, установленными на верхней : поверхности крыла, наплыв выполнен с передней кромкой, расположенной 25 ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности. При этом передняя кромка наплыва расположена впереди основной аэродинамической поверхности на расстоянии, Зо составляющим ' 4-8% ее хорды, и ниже передней кромки основной аэродинамической поверхности на 1-2% ее хорды, а радиус носка наплыва выполнен равным 40-50% радиуса носка основной аэродинамической поверхности. 35 На фиг.1 изображен летательный аппарат, вид в плане, с наплывом по передней кромке ( двигатели установлены близко к фюзеляжу); на фиг.2 сечение А-А на фиг.1; на фиг.З зависимость распределения относительного давления на верхней и нижней поверхностях профиля основной аэродинамнческой поверхности без н с на 986056 плывом по передней кромке; на фиг.4 зависимость аэродинамического качества самолета от коэффициента подъемной силы для основной аэродинамической поверхности с наплывом и без него; 5 на фиг.5 - зависимость аэродинамического качества самолета от числа М для основной аэродинамической поверхности с наплывом и без него. На крыле I (основная аэродинами- Ю ческая поверхность) выполнен наплыв 2, расположенный между фюзеляжем 3 и мотогондолами 4 (фиг.1,) . Передняя кромка 5 наплыва 2 находится на расстоянии Ъ, равном 1-2% 15 хорды 6 крыла 1, ниже передней кромки 7 крыла 1 и на расстоянии L, раа** ном 4-8% хорды 6, впереди передней кромки 7, причем величина радиуса г носка наплыва 2 составляет 40-50% 20 величины радиуса R носка крыла 1 ((Фиг.2). Обтекание крыла 1 без наплыва 2 характеризуется наличием пика 8 разрежения эпюры 9 распределения давле- І5 ния по верхней поверхности крыла 1 (фиг.З), что неблагоприятно сказывается на сопротивлении интерферен ции крыла. 1 и фюзеляжа 3 в присутствии мотогондол 4. Установка наплыва 2 существенно изменяет эпюру 9 распределения давления в сторону ликвидации пика 8 разрежения, который отсутствует на эпюре распределения давления на верхней поверхности крыла 1. Плавность обтекания нижней поверхности крыла 1 достигается при значении величины К неравномерности? относительного давления, равном 0,05 (фиг.З) . Эффективность применения предлагаемого изобретения показана на примере сравнения зависимостей аэродинамического качества самолета с установкой наплыва на несущей поверхности (кривая II) и без наплыва; (кривая 12) при числе М=0,65 (фиг.4); для режимов полета при числе М=0,4-0,75 - кривые 13 и 14 соответственно ( фиг.5). Выигрыш в аэродинамическом качестве самолета от снижения сопротивления интерференции при М=0,65 и Су * O t 4-O,6 составляет 0,4-0,7 единицы. 986056 986056 WO %t% Фиг, 3 986056 О.Цалихина Составитель А.Орлова Техред Ж.Кастеле^ич Корректор А.Тяско Заказ 5374/ДСП Тираж 325 Подписное ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий 113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5 Филиал ГОШ "Патент", г.Ужгород, ул.Проектная, 4