Спосіб підвищення несучих властивостей крил
Використання: винахід відноситься до авіаційної техніки, зокрема до злітно-посадкової механізації літальних апаратів. Сутність: Спосіб підвищення несучих властивостей крил заснований на використанні видування одного або декількох щілинних струменів на поверхню крил. Інтенсивність видування струменів збільшена до величини, що перевищує величину, що відповідає безвідривному обтіканню. Кут атаки профілю збільшують до тих пір, поки напрямок східної з вихідної кромки профілю щілинного струменя буде близько до перпендикулярного по відношенню до напрямку швидкості потоку, що набігає. 7 іл.
Винахід відноситься до авіаційної техніки, зокрема до злітно-посадкової механізації літальних апаратів.
Відомий спосіб підвищення несучих властивостей крил на докритичних кутах атаки (при відсутності відривів потоку на носику профілю), коли на поверхню закрилка, що відхиляється, видується щілинний струмінь для усунення відриву над відхиляється закрилком [1], [2].
Недоліком способу є те, що приріст аеродинамічної підйомної сили реалізується переважно за рахунок усунення відриву на відхиленому закрилку. При збільшенні імпульсу струменя, що видується, більше необхідного для забезпечення безвідривного обтікання підйомна сила зростає за рахунок вертикальної складової надлишкового імпульсу струменя (імпульсу щілинного струменя, що сходить з вихідної кромки закрилка), а аеродинамічна частина підйомної сили залишається незмінною.
Відомий також спосіб підвищення несучих властивостей крил, прийнятий за прототип, коли додатково до видування на закрилок, що відхиляється здійснюється і видування щілинної в передній частині профілю. Такий видування дозволяє забезпечувати безвідривне обтікання всього профілю при великих кутах атаки [3], [4].
Недоліком цього способу, як і аналога,є те, що приріст аеродинамічної підйомної сили реалізується лише за рахунок усунення відривів по всьому профілі при його обтіканні на великих кутах атаки.
Завданням винаходу є збільшення аеродинамічної підйомної сили в порівнянні з тією, яка має місце при ліквідації відривів на профілі.
Технічним результатом винаходу є підвищення несучих властивостей крил або їх елементів (або будь-яких допоміжних несучих поверхонь) для скорочення довжини розбігу та пробігу літаків або інших літальних апаратів.
Технічний результат досягається тим, що при видуві на поверхню профілю одного або декількох щілинних струменів на поверхню крил збільшують інтенсивність видування струменів до величини, що перевищує величину, що відповідає безвідривному обтіканню, і збільшують кут атаки профілю до тих пір, поки напрямок східної кромки профілю, що сходить з вихідної струменя буде близько до перпендикулярного по відношенню до напрямку швидкості потоку, що набігає.
При виконанні перерахованих умов критична точка і розділова лінія струму набігаючого потоку зміщується вниз у напрямку до вихідної частини профілю (або навіть розташовується в потоці нижче вихідної кромки), що викликає поворот потоку, що набігає, в бік носової частини профілю, огинаючи яку цей потік створює підсмоктувальну силу. При цьому чим більша інтенсивність видуваного струменя (або струменів), тим нижче розташовується розділова лінія і тим більше створюється сила, що підсмоктує.
Таким чином на відміну від прототипу підйомна сила на цих режимах зростатиме не тільки через вертикальну складову імпульсу, що сходить з задньої кромки щілинного струменя, але і через зростаючу сили, що підсмоктує, на носовій частині профілю.
На фіг. 1-а, бпредставлені принципові схеми обтікання профілів при реалізації запропонованого способу для випадку, коли використовується один щілинний струмінь; на фіг. 2-а показана важлива схема проведення експериментів, що доводять правомірність запропонованого методу; на фіг.2-б наведені конфігурації досліджених профілів; на фіг.3 і 4 - результати експериментів для різних інтенсивностей видуваного струменя; на фіг.5 і 6 представлені результати візуалізації за допомогою димових струмків обтікання досліджених варіантів профілів; на фіг.7 наведено порівняння досліджених варіантів моделі (варіанти 1 та 2) з прототипом.
Здійснення пропонованого способу вироблено в експерименті, принципова схема якого показана на фіг.2-а, для двох варіантів профілів, обриси яких наведені на фіг.2-б. Досліджувався відсік прямого крила, укладений між круглими кінцевими шайбами (D/L=1,07, L=0,25 м). Досліджені варіанти профілів мали циліндричну носову частину, яка являла собою трубу підведення стисненого повітря до щілинного сопла, що звужується. Для варіанта 1 з прямолінійними утворюючими L/b = 2,8; d/b = 0,23. Для варіанта 2 з криволінійними утворюючими L/b = 4,6, d/b = 0,39, R/b = 0,8. На циліндричній носовій частині розташовувалася щілина видування струменя по дотичній до утворюючої носової частини. Ця щілина розташовувалася на лінії перетину циліндричної поверхні та площини, що проходить через вісь циліндра та вихідну кромку профілю.
Результати проведених експериментів наведено на фіг. 3 o C 5. На фіг.3 наведені залежності Cy і Cx при різних коефіцієнтах імпульсу струменя C .
, де J, q і F - відповідно імпульс видуваної струменя, швидкісний напір потоку в трубі і площа досліджуваного відсіку крила). Імпульс видуваного струменя визначавсяяк добуток вимірюваної витрати на швидкість видування струменя (яка знаходилася як швидкість ізоентропічного закінчення із сопла при відомому повному тиску стисненого повітря в циліндричній носовій частині). Величина C змінювалася в експериментах шляхом зміни від 1, 2 до 3 ата тиску стисненого повітря, що надходить в циліндричну носову частину, а кут атаки змінювався за допомогою поворотного столу аеродинамічної труби.
З фіг. 3 видно, що здатність досліджених профілів, що несе, різко збільшується зі зростанням кута атаки і коефіцієнта імпульсу C і досягає дуже великих величин при кутах атаки, близьких до 60-80 o . При цьому в області великих значень кутів атаки Cy змінюється слабо, а Cx помітно зростає. Тому для отримання великих значень Cy/Cx доцільно мати кути атаки, при яких несуча здатність дещо менша за максимальну.
Для визначення чисто аеродинамічного ефекту достатньо відняти з сили, що визначається за допомогою тензовісів Y, абсолютну величину імпульсу видуваного струменя J. Тоді будемо мати .
Необхідно відзначити, що наявний досвід роботи з використанням щілинних струменів для усунення відривів потоку вказує на те, що можна помітно зменшити потрібну кількість повітря, що видується, якщо робити не одну щілину видування, а дві або три послідовно розташовані щілини видування.
Доказом правомірності поясненого вище механізму різкого збільшення Cy аер є наведені на фіг.5 і 6-а результати візуалізації обтікання досліджених варіантів (візуалізація за допомогою димових струмків). На фіг.5-б та 6-б представлені реконструкції обтікання у вигляді ліній струму. На фіг. 5 і 6 темне коло - це скошені краї верхньої прозорої кінцевої шайби, через яку проводилося фотографування (чорні точки - дефекти)матеріалу шайби). Видно, що критична точка знаходиться нижче профілю в потоці. Видно також, як потік повертає в бік носика і обтікає його з прискоренням (що неминуче спричиняє підсмоктування).
Підтвердженням вищесказаного є також те, що при експериментах при max отримано Cy аер1 b1 Cyаер2 b2, де Cy аер1, Cyаер2, b1, b2 - відповідно коефіцієнти підйомної сили та величини хорд досліджених варіантів. Отже, в обох випадках сила Y була майже однакова і прикладена як сила, що підсмоктує, до носової частини профілю.
Нарешті, ще одним наочним доказом сказаного вище є наведене на фіг. 7 зіставлення отриманих залежностей Cуаер= f(C) з аналогічною узагальненою залежністю для прототипу, коли Cy аер спочатку зростає через зменшення або усунення відриву на поверхні закрилка, а потім зменшується (як уже зазначалося, подальше зростання Cy при збільшенні C визначається вертикальною складовою надлишкового імпульсу струменя). Для пропонованих схем зростання Cy аер має місце і при дуже великих значеннях C, оскільки чим більше C, тим далі відсувається точка натікання і повороту потоку і тим більше виходять розрідження на носику і сила, що підсмоктує.
Таким чином, наведені результати експериментів доводять правомірність запропонованого способу збільшення несучих властивостей крил.
Загальними рекомендаціями щодо вибору параметрів є такі.
1) Відношення діаметра циліндричної носової частини до хорди може бути орієнтовано в межах 0,2 d/8 0,5. На циліндричній носовій частині розташовується щілина видування струменя по дотичній до утворюючої носової частини. Ця щілина повинна розташовуватися на лінії перетину циліндричної поверхні та площини, що проходить через вісь циліндра тавихідну кромку профілю.
2) Коефіцієнт імпульсу струменя, що видується, залежить від величини d/b . При d/b 0,2 – 0,25 величина C = 1-5, а при d/8 0,35 – 0,5 величина C = 1-12. В обох випадках Cy аер зростає зі збільшенням C , але при досягненні зазначених максимальних значень C зростання Cy аер припиняється (максимально досяжні значення Cy аер при цьому збільшуються зі збільшенням d/b ). Якщо щілинний струмінь замінити двома або трьома послідовно розташованими струменями, сумарне значення C при фіксованому Cy аер може зменшуватися.
Запропонований спосіб дозволяє в 2-3 рази збільшити несучі властивості крил або їх профілів або будь-яких несучих поверхонь. Цей спосіб може бути використаний, наприклад, для скорочення довжини розбігу і пробігу літальних апаратів різного призначення, що мають крила зі змінною геометрією профілю.
Спосіб підвищення несучих властивостей крил, заснований на використанні видування одного або декількох щілинних струменів на поверхню крил, що відрізняється тим, що збільшують інтенсивність видування струменів до величини, що перевищує величину, що відповідає безвідривному обтіканню, збільшують кут атаки профілю до тих пір, поки напрямок вихідної з вихідний кромки профілю щілинного струменя буде близько до перпендикулярного по відношенню до напрямку швидкості потоку, що набігає.