Самолет с крылом повышенной подъемной силы
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструированию транспортных самолетов. Самолет содержит фюзеляж, правую и левую консоли крыла, реактивные двигатели, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с передним опорным колесом, механизмы управления. На верхних поверхностях консолей крыла аэродинамического профиля и горизонтальных стабилизаторах закреплены продольные профилированные ребра, образующие цепочки, чередующихся между собой продольных узких и широких каналов, размещенных симметрично друг другу. Выход каждого узкого канала соединен с входом широкого канала, а выход каждого широкого канала соединен с входом узкого какала. Продольные оси каждой цепочки каналов параллельны хорде консоли крыла или горизонтального стабилизатора. Площадь дна и поперечное сечение каждого широкого канала в несколько раз больше площади дна и поперечного сечения каждого узкого канала. Достигается увеличение подъемной силы путем увеличения скорости обтекания воздушным потоком части верхних поверхностей консолей крыла и горизонтальных стабилизаторов. 8 ил.
Изобретение относится к области авиации и может найти применение при конструировании транспортных самолетов.
Известен в качестве аналога винтомоторный самолет ЛаГТ-3, содержащий фюзеляж, правую и левую консоли крыла, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, поршневой двигатель, расположенный в передней части фюзеляжа с воздушным винтом изменяемого шага, посадочное шасси с задним опорным колесом, механизмы управления.
Длина 8,81 м, размах крыла 9,8 м, площадь крыла 17,51 м, взлетная масса 3,5 т, масса пустого 2,7 т, дальность полета 1000 км, скорость 585 км/час.
(Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г.П.Свищев, Большая Российская энциклопедия, - М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.E.Жуковского, 1994, с.302-303, табл.1).
Недостатком известного винтомоторного самолета ЛаГГ-3 является малая подъемная сила крыла.
Указанный недостаток обусловлен конструкцией крыла.
Известен также, принятый за прототип, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, реактивный самолет АН-26, содержащий фюзеляж, правую и левую консоли крыла, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями поправления и высоты, два турбореактивных двигателя АМ-24вт, размещенные на консолях крыла, один турбореактивный двигатель РУ-19А-300, размещенный в хвостовой части фюзеляжа, шасси с носовым опорным колесом, механизмы управления.
Длина 23,8 м, размах крыла 29,2 м, площадь крыла 74,98 м, средняя аэродинамическая хорда крыли 2,813 м, взлетная масса 24000 кг, полезной нагрузка 5500 кг.
(А.А.Комаров, В.П.Рычка, П.Н.Мамошин. Устройство и летная эксплуатация самолета АН-26. - М.: Транспорт, 1987).
Недостаток самолета, принятого за прототип, тот же.
Указанный недостаток обусловлен конструкцией крыла.
Целью настоящего изобретения является увеличение подъемной силы крыла самолета.
Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что на верхних поверхностях кривой и левой консолях крыла и на верхних поверхностях горизонтальных стабилизаторов закреплены продольные профилированные ребра, образующие цепочки чередующихся между собой продольных узких и широких каналов, размещенных симметрично друг другу таким образом, что выход каждого узкого канала соединен с входом широкого канала, а выход каждого широкого канала соединен с входом узкого капала, причем продольные оси каждой цепочки каналов параллельны хорде консоли крыла или горизонтального стабилизатора, а площадь дна и поперечного сечения широкого канала в несколько раз больше площади дна и поперечного сечения узкого канала.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета, на фиг.2 - вид самолета спереди, на фиг.3 - вид на самолет сверху, на фиг.4 - вид сверху на правую консоль крыла, на фиг.5 - разрез по А-А фиг.4, на фиг.6 - разрез по Б-Б фиг.4, на фиг.7 - вид сверху на профилированное ребро, на фиг.8 - схема возникновения подъемной силы не крыле.
Самолет с крылом повышенной подъемной силы содержит фюзеляж 1 с пилотским и грузовым отделениями. По бокам к фюзеляжу прикреплены правая 2 и левая 3 консоли крыла с закрылками 4 и элеронами 5. Б задней части фюзеляжа на консолях закреплены два реактивных двигателя 6, вертикальный 7 и горизонтальные 8 стабилизаторы с рулями направления 9 и высоты 10. В нижней части фюзеляжа размещено основное шасси 11 с передним опорным колесом 12. На верхних поверхностях правой и левой консолях крыла аэродинамического профиля и на верхних поверхностях горизонтальных стабилизаторов, выполненных такие в форме аэродинамического профиля, закреплены продольные профилированные ребра 13, образующие цепочки чередующихся между собой продольных узких 14 и широких 15 каналов, размещенных симметрично друг другу. Выход каждого узкого канала соединен с входом широкого канала, а выход каждого широкого канала соединен с входом узкого канала. Продольные оси каждой цепочки каналов параллельны хорде консоли крыла или горизонтального стабилизатора. Площадь дна и поперечного сечения каждого широкого канала в несколько раз больше площади дна и поперечного сечения каждого узкого канала, каждое профилированное ребро имеет отогнутые площадки 16 с отверстиями для крепления к поверхности консоли крыла или стабилизатора. Одна цепочка каналов должна быть изолирована от другой цепочки каналов. Перетекание воздуха из одной цепочки каналов в другую не допускается. Высота профилированного ребра h равна двадцати миллиметрам.
Работа самолета
После запуска и прогрева реактивных двигателей 6 самолет взлетает и совершает полет. Образующийся при движении самолета пограничный слой воздуха, толщина которого от 0,5 до 5 мм, обтекает верхние и нижние поверхности консолей 2,3 крыла и горизонтальных стабилизаторов. (О пограничном слое см. Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г.Л.Свищев, Большая Российская энциклопедия, Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского. - М.: 1994, с.424).
Так как воздушный поток, проходящий по верхней поверхности консоли крыла, проходит более длинный путь, чем тот, который обтекает нижнюю поверхность, то чтобы им встретиться, в конце верхний воздушный поток движется с большей скоростью. Отсюда давление воздуха на верхнюю поверхность меньше, а на нижнюю больше. Разница давлений и является подъемной силой. При атом воздушный поток делается в широких каналах 15 со скоростью V, равной скорости движения самолета, а в узких каналах 14, сечение которых в несколько раз меньше сечения широких каналов, скорость перемещения воздуха в несколько раз больше. Поэтому давление воздуха на дно узких каналов 14 в несколько раз меньше давления воздуха на дно широких каналов 15. В связи с этим подъемная сила Y1, действующая на площадь дна узких каналов, в несколько раз больше подъемной силы Y, действующей па площадь дна широких каналов (фиг.8).
Пограничный слой, движущийся в узких и широких каналах, не может выйти из этих каналов и двигаться поверх их потоку, что высота профилированных ребер 13 больше толщины пограничного слоя. В результате того, что некоторые участки верхней поверхности консоли крыла обтекаются с большими скоростями, подъемная сила последнего увеличивается при тех же размерах. Если посмотреть на фигуру 4, можно заметить, что количество узких 14 и широких 15 каналов примерно одинаково, но площадь дна широких каналов в 3 раза больше площади дна узких каналов. Отсюда следует, что 3/4 верхней поверхности консоли крыла занято широкими каналами, а 1/4 принадлежит узким каналам. На сколько увеличивается подъемная сила, можно узнать из примерного расчета, приведенного ниже.
Дано: Общая площадь крыла S=28 м2, из них принадлежит:
широким каналам S1=21 м2, узким каналам S2=7 м2.
Скорость движения V=306 км/час = 85 м/сек. Отсюда скорость движения воздуха в узких каналах в 3 раза больше и V1=255 м/сек.
1. Подъемная сила крыла без профилированных ребер
где Су - коэффициент подъемной силы, зависящий от удлинения крыла, формы профиля и угла атаки, в данном случае принят за I, S - площадь крыла в м2,
- динамический напор воздуха,
P - плотность воздуха = 1,293 кг/м3,
V - скорость воздуха в м/сек.
(Н.И.Белавин. Экранопланы, изд. 2. - Л.: Судостроение, 1977, c.24).
2. Подъемная сила крыло на площади запятой широкими каналами.
3. Подъемная сила крыла на площади, запятой узкими каналами.
4. Общая подъемная сила крыла на площади, занятой узкими и широкими каналами
Yобщ=Y+Y1; Yобщ=9809,02 кг + 29427,06 кг = 39236,08 кг.
5. Во сколько раз увеличилась подъемная сила по сравнению о обычным крылом?
Положительный эффект: Увеличение грузоподъемности самолета, большее количество груза можно перевести за 1 рейс.
Самолет с крылом повышенной подъемной силы, содержащий фюзеляж, правую и левую консоли крыла аэродинамического профиля с элементами механизации, реактивные двигатели, размещенные на консолях в задней части фюзеляжа, посадочное шасси с передним опорным колесом, вертикальный а горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, механизмы управления, отличающийся тем, что на верхних поверхностях правой и левой консолей крыла и на верхних поверхностях горизонтальных стабилизаторов закреплены продольные профилированные ребра, образующие цепочки чередующихся между собой продольных узких и широких каналов, размещенных симметрично друг другу таким образом, что выход каждого узкого канала соединен с входом широкого канала, а выход каждого широкого канала соединен с входом узкого канала, причем продольные оси каждой цепочки каналов параллельны хорде консоли крыла или горизонтального стабилизатора, а площадь дна и поперечного сечения широкого канала в несколько раз больше площади дна и поперечного сечения узкого канала.
