Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей

Изобретение относится к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей включает носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура. На участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкциям крыльев для летательных аппаратов (ЛА) околозвуковых скоростей полета.

Удельный расход топлива магистральных самолетов и других типов ЛА достигает минимальных значений при околозвуковых скоростях полета. Характерными особенностями обтекания аэродинамических профилей крыла при околозвуковых скоростях набегающего потока является наличие на верхней поверхности профилей участков со сверхзвуковой скоростью обтекания и замыкающих их скачков уплотнения, создающих дополнительное волновое сопротивление, а также сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из-под скачков уплотнения.

Форма аэродинамических профилей оказывает определяющее влияние на аэродинамические характеристики крыла при околозвуковых скоростях. Аэродинамические профили с наилучшими аэродинамическими характеристиками используются для создания крыльев дозвуковых и околозвуковых магистральных самолетов.

Известны сверхкритические аэродинамические профили крыла для околозвуковых скоростей (R.T. Whitcomb, L.R. Clark. An airfoil shape for efficient flight at supercritical Mach numbers // NASA TMX-1109, July, 1965, патент RU 2406647, МПК В64С 3/14, 20.12.2010). Отличительными особенностями таких профилей являются уплощенная форма верхней поверхности и S-образная, с «подрезкой» хвостового участка, форма нижней поверхности.

В качестве прототипа заявляемого изобретения принят сверхкритический аэродинамический профиль по патенту US 4455003, МПК В64С 3/14, 19.06.1984. Профиль включает следующие основные элементы: носовую часть с закругленной передней кромкой, верхнюю и нижнюю поверхности гладкой формы, которые плавно сопрягаются с носовой частью.

Использование сверхкритических аэродинамических профилей позволяет затягивать возникновение скачков уплотнения на верхней поверхности крыла до чисел Маха М полета (примерно на ΔМ≈0.1) [М.А. Брутян. Основы трансзвуковой аэродинамики. Изд-во «Наука», 2017 год, раздел 1.4].

Недостаток сверхкритических профилей состоит в том, что увеличение скорости полета и уменьшение расхода топлива самолета ограничиваются критическим числом Маха , - числом Маха набегающего потока, выше которого начинается интенсивный рост сопротивления. Для определенности принято определять из условия где cX - коэффициент аэродинамического сопротивления профиля, а М∞ - число Маха набегающего потока. Возрастание сопротивления при числах обусловлено ростом интенсивности скачков уплотнения, создающих волновое сопротивление и сопротивление, связанное с отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения на верхней поверхности аэродинамического профиля. Описанные явления приводят к заметному уменьшению аэродинамического качества.

Исследования показали, что для увеличения критического числа аэродинамического профиля необходимо уменьшать интенсивность скачка уплотнения на верхней поверхности профиля. Основным параметром, определяющим интенсивность скачка уплотнения, является число Маха потока перед скачком.

Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения являются увеличение критического числа уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение аэродинамического качества К профилей на околозвуковых скоростях при числах

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней и нижней поверхностями, выполнен с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля.

Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении участка верхней поверхности профиля, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью потока на крейсерском режиме, с локальными выпуклостями или углублениями контура, либо с локальными выпуклостями и углублениями контура профиля, а также с размерами высоты выпуклостей или глубины углублений от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля и с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Выполнение локальных выпуклостей или углублений с указанными размерами, создает на участке верхней поверхности, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью, систему линий Маха, затормаживающих сверхзвуковой поток и уменьшающих число М потока перед скачком уплотнения. Это приводит к уменьшению интенсивности скачка уплотнения, снижению аэродинамического сопротивления и росту аэродинамического качества профиля крыла.

На фиг. 1 представлена форма заявляемого аэродинамического профиля.

На фиг. 2 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и их размерами.

На фиг. 3 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с углублениями и их размерами.

На фиг. 4 представлен увеличенный фрагмент участка, обтекаемого со сверхзвуковой скоростью, верхней поверхности профиля с выпуклостями и углублениями и их размерами.

На фиг. 5 представлен схематический рисунок обтекания заявленного аэродинамического профиля при околозвуковых скоростях потока.

На фиг. 6 представлено сравнение экспериментальных зависимостей значений аэродинамического качества К сверхкритического профиля прототипа и заявляемого нового профиля от числа Маха набегающего потока.

Заявляемый аэродинамический профиль крыла включает носовую часть 1 с закругленной передней кромкой 2, плавно сопрягающейся с верхней поверхностью 3 и нижней поверхностью 4. Верхняя поверхность 3 имеет участок 5, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, в крыле которого устанавливается аэродинамический профиль (фиг. 1). Положение и размеры участка верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, определяются расчетными либо экспериментальными методами. На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета выполнены локальные выпуклости контура 6 (фиг. 2) или углубления контура 7 (фиг. 3). На участке верхней поверхности 5, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета могут быть выполнены чередующиеся локальные выпуклости контура 6 и локальные углубления контура 7 (фиг. 4). Высота выпуклостей h и глубина углублений h составляют от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля (Фиг. 2-4). Выпуклости 6 и углубления 7 контура аэродинамического профиля выполнены с шагом L размером от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля (Фиг. 2-4).

Выполнение локальных выпуклостей и углублений с указанными выше размерами на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к образованию системы волн Маха 8, приводящих к торможению сверхзвукового потока и уменьшению числа М потока перед скачком уплотнения 9 (Фиг. 5), что приводит к уменьшению волнового сопротивления, создаваемого отрывом пограничного слоя из под скачка уплотнения и увеличению аэродинамического качества числах .

Проведенные экспериментальные исследования обтекания сверхкритического профиля с относительной толщиной 15% при числах М в диапазоне от 0.6 до 0.8 показали, что создание системы волн Маха на участке верхней поверхности, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, приводит к увеличению критического числа на и увеличению аэродинамического качества К при на ΔК=1.0 (Фиг. 6).

1. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей, включающий носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура, отличающийся тем, что на участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура.

2. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей по п. 1, отличающийся тем, что высота выпуклостей и глубина углублений контура составляют от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля.

3. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей по п. 1, отличающийся тем, что выпуклости и углубления контура выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля.



 

Похожие патенты:

Несущая поверхность (1) воздушного судна содержит переднюю кромку (2) и выемку (3), расположенную в передней кромке (2). Выемка (3) содержит две стенки (6), выполненные с возможностью быть параллельными направлению потока, набегающего на несущую поверхность (1), и третью стенку (5), выполненную с возможностью быть обращенной к набегающему на несущую поверхность (1) потоку при нахождении в полете.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих систем летательных аппаратов. Несущая система летательного аппарата вертикального взлета и посадки состоит из воздуходувки, направляющего аппарата воздушных потоков, двух и более крыльев аэродинамического профиля, горизонтальных и вертикальных рулевых поверхностей.

Изобретение относится к конструкциям крыльев летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль включает носовую часть с закругленной передней кромкой и хвостовую часть с задней кромкой, соединенные верхней и нижней поверхностями.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и со сверхкритическими профилями.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в летательных аппаратах, судах, конструкциях лопастей, строительных конструкциях и т.п. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю панели.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Первый аэродинамический профиль использован для основания крыла.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения. Технический результат - повышение аэродинамического - балансировочного качества крыла за счет его геометрических параметров.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Изобретение относится к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей включает носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура. На участке верхней части контура, обтекаемом со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, выполнены локальные выпуклости или углубления контура, либо локальные выпуклости и углубления контура. Высота выпуклостей или глубина углублений составляет от 10⋅10-8 до 20⋅10-8 хорды профиля. Выпуклости и углубления выполнены с шагом от 0.5⋅10-2 до 2⋅10-2 хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх