дефлектор-вихрегенератор

Формула изобретения

Дефлектор-вихрегенератор в виде треугольной пластины, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле, отличающийся тем, что дефлектор-вихрегенератор выполнен с углом стреловидности передней кромки _пк = 70...76^o и хордой b_двг = (0,5. . .0,6)b_а, где b_а - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже под углом _двг 15...20^o в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны 0,05, 0,3...0,4.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к прикладной аэродинамике и может быть использовано при создании самолетов с низким расположением крыла, имеющим малую стреловидность передней кромки.

Известно, что в подобных компоновках критическими по отрыву, в большинстве случаев, являются зоны стыка крыла с фюзеляжем. Локальные отрывы потока, возникающие в этих зонах, при увеличении угла атака быстро распространяются вдоль размаха крыла и на боковых стенках фюзеляжа. Подавление или смещение на большие углы атаки подобных отрывов является одной из актуальных задач прикладной аэродинамики.

Принципы управления и конструктивные способы предотвращения отрыва потока на крыле описаны в книге: Чжен П. Управление отрывом потока. - М. - Мир, 1979, глава 4, стр. 200 - 304. Показано, что предотвратить локальный отрыв потока на крыле или затянуть этот процесс на большие углы атаки возможно либо с помощью предкрылков, либо вихрегенераторов, устанавливаемых на верхней поверхности крыла. Положительный эффект от применения этих элементов достигается за счет повышения энергии в области замедленного потока (предкрылок) или роста уровня турбулентности в сечениях крыла, расположенных за вихрегенератором.

Однако применение предкрылков существенно усложняет конструкцию крыла и увеличивает его вес. Установка на крыло вихрегенераторов, как показывает практика, больших приращений несущих свойств на околокритических режимах обтекания не дает.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является устройство, описанное в статье: T.D. Ward and R.S. Einford "Design Parameters for Flow Energizers", J. Aircraft, vol. 22, N 6, 1985. Это устройство, предназначенное для повышения несущих свойств самолета на околокритических углах атаки, представляет собой дефлектор-вихрегенератор (flow energizers) в виде треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки _пк = 75^o, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле в месте их сочленения с крылом у его передней кромки под углом _двг -30^o относительно хорды крыла, имеющей длину b_a.

Однако такой дефлектор-вихрегенератор "работает" как элемент предкрылка и радикального влияния на характер срыва на крыле не оказывает. Максимальные приращения коэффициента CY_max, обусловленные установкой подобного дефлектора-вихрегенератора, не превышают значений C_ymax = 0,1. На нестабильность развивающегося на крыле срыва потока, следствием которой является его асимметрия и появление значительных моментов крена, такой дефлектор-вихрегенератор практически не влияет.

Подавление или смещение на большие углы атаки локальных отрывов возможно путем воздействия на них вихревых течений, формирующихся на вихрегенераторах, расположенных перед крылом. Влияние этих элементов компоновки проявляется в уменьшении положительного градиента давления в корневых сечениях крыла и на боковых стенках фюзеляжа.

При разработке предлагаемого изобретения были поставлены задачи о повышении несущих свойств крыла и улучшении характеристик продольной и боковой статической устойчивости на околокритических углах атаки за счет использования положительного влияния вихрей, формирующихся на передних кромках дефлектора-вихрегенератора.

Эта задача решается за счет того, что известный дефлектор-вихрегенератор в виде треугольной пластины, устанавливаемой на фюзеляже или мотогондоле, выполнен с углом стреловидности передней кромки _пк = 70 ... 76^o и хордой b_двг = (0,5 - 0,6)b_a, где b_а - средняя аэродинамическая хорда крыла, и установлен на фюзеляже перед крылом под углом _двг 15 .... 20^o в положении, при котором продольная и вертикальная координаты задней кромки дефлектора-вихрегенератора относительно передней кромки крыла, отнесенные к его хорде, соответственно равны:

Предлагаемая схема установки дефлектора-вихрегенератора позволяет в наибольшей степени реализовать благоприятное влияние вихрей, формирующихся на его передних кромках, на характер обтекания зоны, "обслуживаемой" этим течением. Это проявляется в подавлении и смещении на большие углы атаки отрыва потока в сортовых сечениях крыла за счет наложения в этой области на основное течение течения с увеличенными осевыми составляющими скорости, формирующимися в ядре вихря. Следствие этого является более стабильное, по сравнению с исходным вариантом, обтекание бортовых сечений крыла и боковой поверхности фюзеляжа. Стабилизация течения в этой области приводит к увеличению критического угла атаки и значению Cy_max, подавлению моментов крена, обусловленных асимметрией срыва на крыле, и существенному улучшению продольных и боковых аэродинамических характеристик в диапазоне околокритических углов атаки.

На фиг. 1 показаны схема установки на фюзеляж 1 дефлектора-вихрегенератора 2 и схема отсчета продольной и вертикальной координат положения его задней кромки относительно крыла 3, имеющего среднюю аэродинамическую хорду b_а.

Типичные результаты испытаний модели с выпущенными закрылками (_з = 40^o) в аэродинамической трубе приведены на фиг. 2, 3 и 4, где 1 - данные, полученные с дефлектором-вихрегенератором, 2 - данные, полученные на исходном варианте модели. Аэродинамические характеристики продольного движения на графиках представлены в скоростной системе осей координат, а характеристики бокового движения - в связанной.

В процессе отработки опытного одноместного самолета в аэродинамической трубе была испытана его модель с предложенным дефлектором-вихрегенератором. Результаты испытаний, некоторые из которых показаны на фиг. 2, 3 и 4, свидетельствуют, что применение дефлектора-вихрегенератора обеспечило:

- увеличение критического угла атаки и повышение Cy_amax:

_кр = 7^o и Cy_amax = 0,3 в крейсерской конфигурации (_з = 0),

_кр = 6^o и Cy_amax = 0,18 во взлетной конфигурации (_з = 20^o).

_кр = 3^o и Cy_amax = 0,15 в посадочной конфигурации (_з = 40^o),

- расширение диапазона балансировочных значений Cy_а;

- линеаризацию зависимостей c_z(), m_x() и снижение моментов крена в области околокритических углов атаки.

Рост лобового сопротивления, обусловленный установкой дефлектора-вихрегенератора, невелик и на крейсерском режиме полета не вызывает заметного снижения аэродинамического качества (K_max 0,25).о