обтекатель механизма выпуска и уборки выдвижных закрылков

Формула изобретения

Обтекатель механизма выпуска и уборки выдвижных закрылков, расположенный над крылом и имеющий плавный сход хвостовой части на заднюю его кромку, отличающийся тем, что хвостовая часть имеет торцевой срез от задней кромки закрылка под углом 45^o к плоскости, перпендикулярной хорде крыла, с переходом в плавный обвод схода при высотах, больших его ширины.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании самолетов с выдвижными закрылками.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (уменьшение длины разбега, пробега и скоростей на режимах отрыва и посадки) широко применяют выдвижные закрылки с мощными крупногабаритными механизмами, расположенными под крылом в обтекателях с плавной хвостовой частью, выступающей за заднюю кромку крыла (закрылка). При этом механизмы уборки и выпуска закрылков располагаются лишь под крылом и не распространяются в хвостовую часть обтекателя (см. самолет БОИНГ 747-400, ЭРБАС ИНДАСТРИ А-330, А-340, ИЛ-96, ТУ-204. Техническая информация, ЦАГИ N 20, 1988, N 13, 1991).

За прототип принят обтекатель механизма уборки и выпуска закрылков самолета ТУ-204, БОИНГ-767 (см. Техн.инф. N 3 за 1981, ЦАГИ, ОНТИ, с. 18).

Такие обтекатели практически не ухудшают аэродинамических характеристик самолета, но приводят к увеличению веса и усложнению конструкции самолета из-за больших хвостовых частей, выступающих за заднюю кромку крыла (закрылков).

Задачей изобретения является уменьшение веса и упрощение конструкции обтекателей механизма уборки и выпуска закрылков без ухудшения аэродинамического качества самолета.

При этом достигаются следующие технические результаты:

прирост подъемной силы C_y за счет отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла (закрылка) и затягивания там возникновения срыва потока;

снижения веса конструкции.

Технические результаты достигаются тем, что в известном обтекателе механизма выпуска и уборки выдвижных закрылков, расположенном под крылом и имеющем плавный сход хвостовой части за задней его кромкой, хвостовая часть обтекателя имеет торцевой срез от задней кромки закрылка под углом 45^o к плоскости, перпендикулярной хорде крыла с переходом в плавный обвод схода при высотах, больших его ширины.

У предлагаемого обтекателя практически отсутствует выступающая хвостовая часть при сохранении механизма уборки и выпуска закрылка, что позволяет уменьшить вес и значительно упростить конструкцию и не ухудшить аэродинамическое качество самолета на эксплуатационных режимах полета. Более того, для гидросамолетов существующие обтекатели механизма уборки и выпуска закрылков с выступающими хвостовыми частями за заднюю кромку закрылков приводят к необходимости к дополнительному удалению крыла от поверхности воды, чтобы при выпущенных закрылках обтекатели не касались воды, а это связано с увеличением высоты лодки, приводящей к дополнительному увеличению веса и ухудшению аэродинамического качества гидросамолета.

На фиг. 1 дана схема крыла с закрылком и обтекателями в плане снизу; на фиг. 2 сечение по А-А предлагаемого и существующего (прототип) обтекателей; фиг. 3 обтекатель в плане; на фиг. 4 схема крыла при выпущенном закрылке с существующими (прототип) и предлагаемыми обтекателями; на фиг. 5 схема обтекания крыла с предлагаемым обтекателем; на фиг. 6 поляры C_x f(C_y) модели самолета с существующими и предлагаемыми обтекателями; на фиг. 7 схема обтекания предлагаемого обтекателя при различном расположении торцевого среза относительно задней кромки крыла (закрылка); на фиг. 8 - зависимость C_y= f() изменения прироста подъемной силы от угла торцевого среза ; на фиг. 9 зависимость изменения максимального аэродинамического качества от относительной высоты обтекателя (, где h высота обтекателя, а ширина обтекателя).

Обтекатель 1 механизма 2 выпуска и уборки выдвижных закрылков 3, расположенный под крылом 4, имеет торцевой срез 5 от задней кромки 6 закрылка 3 под углом = 45 к плоскости 7, перпендикулярной хорде крыла 4, с переходом в плавный обвод схода 8 при высота "h", больших ширины "a" обтекателя 1 (см. фиг. 1, 2, 3 и 4).

На фиг. 5 показаны области разрежения 9 на торцевом срезе и отсоса 10 пограничного слоя с верхней поверхности крыла.

При обтекании потоком крыла 4 с закрылком 3 с предлагаемыми обтекателями 1 на крейсерских режимах полета и на режимах взлета и посадки происходит отсос 10 пограничного слоя с верхней поверхности крыла 4 (закрылка 3) и затягивание срыва потока в области задней кромки крыла (закрылка) за счет разрезания 9 на торцевом срезе 5 обтекателя.

Экспериментальные исследования модели самолета в аэродинамической трубе показали, что установка предлагаемого обтекателя по сравнению с существующим (прототип) приводит к небольшому увеличению сопротивления модели самолета из-за возникновения донного разрежения 9 на торцевом срезе 5, однако это увеличение наблюдается лишь при малых неэксплуатационных значениях C_y, а на летных режимах полета при C_y > 0,3 благодаря отсосу пограничного слоя 10 с верхней поверхности крыла 4 и затягивания там возникновения срыва потока, общее сопротивление и аэродинамическое качество модели самолета сохраняются прежними (фиг. 5 и 6). Дополнительное сопротивление от донного среза парируется за счет улучшения обтекания крыла 4 в области задней кромки 6 (фиг. 5).

Расположение начала торцевого среза 5 впереди или за задней кромкой 6 крыла 4 приводит к устранению отсоса 10 с верхней поверхности крыла 4, ухудшению его обтекания, увеличению сопротивления и потере аэродинамического качества, так как отсос потока в донный срез 5 происходит не с верхней, а с нижней и за поверхностью крыла 4 (фиг. 7).

Прирост подъемной силы C_y за счет отсоса потока 10 с верхней поверхности крыла 4 зависит от угла торцевого среза 5 у задней кромки 6 крыла 4. Наибольший прирост объемной силы C_y происходит при углах торцевого среза 45^o (фиг. 8).

Увеличение высоты h обтекателя 1 до его ширины a не изменяет максимальное аэродинамическое качество K_max модели самолета (фиг. 9). Дальнейшее увеличение высоты обтекателя приводит к падению максимального аэродинамического качества модели самолета. Это связано с уменьшением эффективности отсоса 10 с верхней поверхности крыла 4 из-за значительного удаления от задней кромки 6 крыла 4 нижней части площади торцевого среза 5. Поэтому для устранения потерь аэродинамического качества самолета с большими высотами обтекателей необходимо в нижней части с h > a осуществлять переход от торцевого среза к обычному плавному обводу схода 8 за счет выбора угла торцевого среза 5 в пределах = 45.

Проведенные для самолета ТУ-204 проработки по переходу от существующих (прототип) к предлагаемым обтекателям позволили за счет устранения хвостового звена обтекателей упростить их конструкцию и уменьшить вес на почти 50 кг, при этом не ухудшить на эксплуатационных режимах полета аэродинамические характеристики самолета.