Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака

1 Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, який містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхильного носка, що розташована вздовж передньої кромки, який відрізняється тим, що КІЛЬКІСТЬ пластин збільшена не менше, ніж у два рази, пластини установлені за розмахом крила одна біля одної з мінімальним зазором між собою, кожна з пластин виконана самоорієнтовною та з'єднаною з системою керування і встановлена з можливістю обертання, вісь обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, 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 для поліпшення зривних характеристик крила літака за п 1, який відрізняється тим, що осі обертання пластин співпадають між собою або паралельні між собою 3 Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака за п 1, який відрізняється тим, що кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору Винахід відноситься до галузі авіації, зокрема, до пристроїв для поліпшення зривних характеристик на крилі літака на великих кутах атаки, та може бути використано на літаках, які мають стріловидні, трикутні крила, а також крила складної форми в плані, наприклад, з кореневими напливами Відомий пристрій для поліпшення зривних характеристик крила на великих кутах атаки, який виконано у вигляді відхиляємих 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 коефіцієнту підйомної сили Су, більше, ніж у аналогічного крила без механізації передньої кромки - обмежені можливості по куту відхилення носка крила з метою досягнення максимальної ефективності із-за труднощів (складності) з забезпеченням плавності переходу поверхні відхиленого носка у поверхню крила Відомий пристрій для управління прикордонним 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 та установлюваємих на поверхні (по профілю), починаючи з точки максимальної товщини профілю крила, з кроком, дорівнюючим ширині пластини 121 Використання цього пристрою забезпечує затягування зриву потоку з верхньої поверхні крила при великих кутах атаки, покращуючи при цьому обтікання крила До недоліків відомого пристрою для поліпшення зривних характеристик крила на великих кутах атаки відносяться - значне ускладнення конструкції крила та системи управління пристроєм, - підвищення ваги конструкції, До недоліків зазначеного пристрою для управління прикордонним шаром відноситься 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 00 со 00 ю 58398 відхилених вгору пластин, що зменшує (погіршує) аеродинамічні характеристики крила, на якому встановлені зазначені підпружені пластини (за рахунок викривлення профілю крила) Найбільш близьким технічним рішенням, яке обрано за прототип, є пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака, який містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхиляємого носка, яка розташована вздовж передньої кромки /З/ У цьому випадку поліпшення зривних характеристик крила з пристроєм у вигляді пластини, яка жорстко закріплена на передній кромці крила та має напрямок розташування вздовж передньої кромки та паралельне розташування площини до набігаючого потоку повітря, здійснюється головним чином за рахунок виникнення вздовж гострої передньої кромки пластини вільного вихра, який, проходячи над поверхнею крила, викликає збільшення розрядження на ньому Недоліками пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який обрано за прототип, є те, що жорстке закріплення пластини на передній кромці крила, вимагає розрахунку и встановлення на одному з оптимальних кутів атаки У других випадках, при ЗМІНІ кутів атаки а (набігаючого потоку), пластина буде не ефективною із-за складності вибору оптимального положення пластини відносно площини крила у залежності від кута атаки Використання вищезгаданої пластини веде до ускладнення системи управління для створення оптимальних режимів обтікання, що, у свою чергу, приводить до ускладнення конструкції крила літака Можливе обростання кригою крила та обростання кригою пластини виключає її з роботи В основу винаходу поставлена задача шляхом виконання пластини самоорієнтовними у залежності від кута атаки, забезпечити поліпшення зривних характеристик стріловидного крила на великих кутах атаки Суть винаходу у пристрої для поліпшення зривних характеристик крила літака, який містить пластину, закріплену на передній кромці крила або відхиляємого носка, яка розташована вздовж 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 системою керування, кожна з зазначених пластин встановлена з можливістю обертання, ось обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, 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 винаходу полягає і в тому, що осі обертання пластин виконано або співпадаючими між собою, або паралельно між собою Суть винаходу полягає також і в тому, що кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору Рішення поставленої технічної задачі дійсно можливо, тому що при відхиленні пластини на великих кутах атаки, характер обтікання крила, у порівнянні з крилом без пропонуємого пристрою, 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 запропонованим пристроєм, 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 Виникаючий вільний вихор розташовується над поверхнею крила, викликаючи збільшення розрядження, та затягує, таким чином, виникнення і розвиток відриву потоку Як результат - збільшується значення коефіцієнту підйомної сили Су макс та критичний кут атаки акрит Виконавчий механізм, який 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 неминучої деформації конструкції пружних крил, та забезпечує оптимальний кут встановлення пластин, який визначається двома факторами - геометрією профілю крила в j-тому перетині (товщина профілю у перетині, хорда bj крила у j тому перетині, 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 різноманітним (оптимальним) Порівняльний аналіз технічного рішення, яке заявляється, з прототипом, дозволяє зробити висновок, що пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака 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, ось обертання кожної з пластини проходить уздовж передньої кромки крила, поверхня пластини у прибраному стані співпадає з обводами профілю 58398 крила, а хорда пластини дорівнює не менше 0,01 хорди крила у МІСЦІ установки пластини, при цьому осі обертання пластин виконано або співпадаючими між собою, або паралельно між собою, а кожна з пластин виконана з можливістю утворення вихору Таким чином, пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака відповідає критерію винаходу "новизна" Суть винаходу пояснюється кресленнями, де на фіг 1 показана конструктивно-компонувальна схема стріловидного крила з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється (як варіант конструктивного виконання), на фіг 2 показана блок-схема пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на фіг 3 показана конструктивно-компонувальна схема стріловидного крила з секціями пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, розміщеними вздовж передньої кромки крила, на фіг 4 показаний профіль крила з пластиною у статичному стані, на фіг 5 показаний профіль крила з пластиною у робочому положенні, на фіг 6 надана схема ВІДПОВІДНОСТІ кутів відхилення пластин у залежності від видалення від кореневої хорди крила, на фіг 7 показана схема роботи пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, при досягненні літаком критичного кута атаки акрит, на фіг 8 показана схема утворення вільного вихору, на фіг 9 зображений графік залежності коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки а для крила без пропонуємого пристрою та з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на фіг 10 зображений графік залежності аеродинамічної якості К від кута атаки а без пропонуємого пристрою та з пристроєм для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на фіг 11-12 надані варіанти розташування пластин на крилі серійного літака, на фіг 13-16 надані схеми розміщення пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, на різних типах крил Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака (див фіг1) містить самоорієнтовну вихореутворюючу пластину 1, яка закріплена на конструкції 2, наприклад, на носку крила літака, з можливістю обертання відносно вузлів кріплення 3 На пластині 1 встановлено вузол кріплення тросика 4, який з'єднано крізь направляючу 5, яка закріплена на силовому елементі конструкції 6 крила 2, з керуючим механізмом 7 Керуючий механізм 7 виконано жорстко закріпленим усередині конструкції крила 2, а до його штоку 8 кріпиться другий кінець тросика 4 При втягнутому положенні штока 8 пластина 1 знаходиться у притиснутому до конструкції крила 2 положенні (див фіг 4), і навпаки, випущене положення штока 8 забезпечує ВІЛЬНІСТЬ як тросику 4 так, ВІДПОВІДНО, І вихреутворюючій пластині 1 Керуючий механізм 7 виконано з'єднаним з датчиком кута атаки 9 для автоматичного включення у роботу пластини 1 і з керуючим елементом 10, наприклад, з перемикачем роду роботи (див фіг 2), для переключення управління пластиною 1 з автоматичного на ручний режим роботи та навпаки Хорда Ьпласт пластини 1 дорівнює за значенням J-TOI частини хорди крила Ькр вздовж його перетинів На передній кромці крила може бути розташовано N вихреутворюючих пластин 1 (наприклад, N = 1, 2, 5, 10, 100 та більше), кожна з яких має приватний привід управління та з'єднана зі своїм керуючим механізмом 7 Пристрій для поліпшення зривних характеристик крила літака працює таким чином (див фіг 1, фіг 6-8) При виході літака на зазначений кут атаки, який дорівнює акрит, сигнал з датчика кута атаки 9 (при автоматичному керуванні) подається на керуючий механізм 7 (див фіг 2) Робота механізму 7 забезпечує вихід його штока 8 Вихід штока 8 приводить до послаблення натягу тросика 4, який утримує пластину 1 у притиснутому до конструкції крила 2 положенні, та забезпеченню пластині 1 можливості самоорієнтовного обертання відносно вузлів кріплення 3 Під дією розрядження над верхнею поверхнею крила 2, пластина 1 піднімається на кут аі, обертаючись у вузлі кріплення 3 Вихор, який утворюється над верхнею поверхнею крила 2 (див фіг 8), проходить вздовж розмаху зазначеного крила Вільний вихор, який утворився при цьому, викликає розрядження над поверхнею крила 2 та затягує, таким чином, виникання та розвиток відриву потоку, який обтікає крило У результаті цього зростають значення Су макс та акрит За розмахом крила 2 пластини 1 у процесі роботи встановлюються на оптимальний кут осі, ВІДПОВІДНО з геометрією профілю крила у цьому перетині та у залежності від видалення кожної з секцій пристрою від кореневої хорди крила (див фіг 6-7 та фіг 11-12) Можливість технічного рішення була підтверджена продувками у аеродинамічній трубі на моделях крила складної форми у плані, які містять стріловидне крило з кутом стріловидності вздовж передньої кромки ^пк = 45° та корінного напливу ^кн/пк/=70° і запропонованого пристрою, розташованого на консольній частині крила 1, значення хорди b якого дорівнювало 10% (0,1 Ьі) місцевої хорди Ьі крила 1 (див фіг 3-5) Продувки показали, що несучі властивості крила при цьому зростали на 8-9% (Су макс = 0,1), а значення критичного кута атаки акрит зросло на 5-6 градусів (див фіг 9) Аналогічно зросла і якість К крила у порівнянні з крилом без пристрою (див фіг 10) Були проведені продувки моделі літака, який мав крило складної форми у плані, з встановленим на крилі пристроєм, який заявляється Продувки показали, що несучі властивості крила зросли до Су = 0,16 0,17 (у порівнянні з крилом з відхиляємим носком крила, де Су = 0,06) Кут атаки акрит збільшився при цьому на Дакрит =2,5° (у порівнянні з відхиленням носка на подібному крилі, де Дакрит =1,5°)(див фіг 9) Експериментальні дослідження, які були проведені у гідродинамічній трубі, показали, що вільний вихор, який виникає при обтіканні вільноорієнтовних (самооріентовних) пластин 1, проходячи, у районі елерона, збільшує його аеродинамічну ефективність на великих кутах атаки Вимикання пристрою з роботи може здійснюватися автоматично за командами датчика кута атаки 9 або вручну пілотом, за допомогою керуючого елемента 10 Сигнал управління подається на керуючий механізм 7, який завдяки втягуванню штока 8, натягує тросик 4, а той, у свою чергу, притягує вихреутворюючу пластину 1 до конструкції крила 2, забезпечуючи плавність обтікання профілю зазначеного крила 2 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 Фіг. 2 58398 8 досягається підвищення критичних кутів атаки до 10°, Підвищення ефективності використання пристрою для поліпшення зривних характеристик крила літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається також і 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 вихреутворюючої пластини у плані може бути різноманітною, яка забезпечує розташування вільного вихра вздовж розмаху крила, ДЖЕРЕЛА ІНФОРМАЦІЇ 1 А С СРСР №1244887 від 1985, МПК В 64 С 3/58, В 64 С 23/06 - аналог 2 Техническая информация ЦАГИ, №2, 1988 прототип 58398 Фіг. 4 10 58398 11 Фіг. 7 12 13 58398 / С Р Ш 14 О о ~ е £ д р а т р о ю о< Фіг. 9 Фіг. 10 Фіг. ІІ 15 58398 Фіг. Ї2 ФІг. 13 Фіг. 14 Фіг. 15 Фіг. 16 Комп'ютерна верстка О В Кураєв Підписано до друку 05 08 2003 Тираж39 прим Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, Львівська площа, 8, м Київ, МСП, 04655, Україна ТОВ "Міжнародний науковий комітет", вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна