Что такое обтекание крыльев самолета – Обтекание воздушным потоком реального крыла

Рекомендуемые страницы:

Воспользуйтесь поиском по сайту:

megalektsii.ru

Странные штуки сверху крыла: engineering_ru — LiveJournal

Из окна салона выглядят они как расположенные в ряд небольшие уголки.

Для чего это нужно?

Вообще-то крыло принято обдувать ламинарным потоком. Это значит, что поток воздуха течёт плавно, безотрывно от поверхности и без завихрений.
Но.
Воздух при обтекании тела замедляется возле его поверхности. Эта замедленная часть потока называется «пограничный слой».
А нам нужно, чтобы воздух и на верхней поверхности крыла тоже пролетал интенсивно. Потому что скорость воздуха над крылом создаёт подъёмную силу.
Решение пришло внезапно и парадоксально — оказывается, для ускорения медленного потока можно использовать нелюбимые завихрения.
Сделали это с помощью внедрения в пограничный слой быстрого потока, удалённого от поверхности.

Вот с помощью показанных устройств и происходит процесс.
Как видно по следу потока на следующей картинке,

Такое решение позволяет улучшить обтекание крыла на малых скоростях. Позже наступает срыв потока.
Вроде как и на больших углах атаки ещё помогает.
То есть, практически, увеличивается запас до сваливания и уменьшается минимально допустимая скорость (что важно на посадке, например).

Подобные устройства есть и в других частях самолёта, где хорошо бы обеспечить качественное обтекание.
Вот, например, в районе хвоста, между килем и стабилизатором.

Иногда их устанавливают только в зонах элеронов, улучшая управляемость самолёта по крену на больших углах атаки, близких к критическим.

К этому же можно отнести и довольно большую аэродинамическую поверхность на капоте двигателя:

Дело в том, что расположенный близко к крылу здоровый двигатель оказывает не очень хорошее влияние на обтекание крыла.
Двигатель уменьшить нельзя — от размеров зависит экономичность. Отдалить его тоже некуда — ниже уже земля.
Зато установленная дополнительная аэродинамическая поверхность создаёт неслабый такой вихрь, улучшающий обтекание этой зоны.

Ну что же… пожалуй, на этом всё о странных уголках на крыле.

P. S.
Небольшое видео о пользе завихрителей:

P. P. S.
Интересно, что на 737NG завихрителей сверху крыла стало меньше, чем на Классике.

P. P. P. S.
Оригинал записи:
http://lx-photos.livejournal.com/158501.html

engineering-ru.livejournal.com

8 Особенности обтекания крыльев различной формы в плане » СтудИзба

Лекция №8

Тема 2. Аэродинамические  характеристики тел  различной формы

2.2.11.Особенности обтекания крыльев различной формы в плане

При обтекании  прямоугольного крыла с положительным a в верхней части  возникает разрежение, в нижней – повышение давления. Частицы жидкости стремятся переместиться  снизу вверх. Такое перетекание происходит на торцах крыла и,  cкладываясь с набегающим потоком, приводит  к образованию  концевых вихревых жгутов. Такое перетекание  уменьшает  перепад  давлений сверху и снизу  крыла. Чем ближе  сечение к торцевой кромке крыла, тем значительнее выравнивание давлений. На самой кромке разность давлений равна нулю.

В результате  указанного перетекания   образуется дополнительное движение частиц жидкости на верхней поверхности крыла от торцов к середине, а на нижней — наоборот, от середины к концам. За крылом образуется  вихревая пелена, представляющая совокупность вихрей, начинающихся  на задней кромке. Как показывают исследования, свободная вихревая пелена неустойчива и на некотором удалении от задней кромки сворачивается  в два вихревых жгута. На вихреобразование затрачивается энергия. Эти потери энергии называют индуктивным сопротивлением, либо сопротивлением, обусловленным  подъемной силой.

У стреловидных и треугольных крыльев передняя  кромка  находится  к набегающему потоку  под некоторым углом.

Рассмотрим особенности обтекания стреловидного крыла. Стреловидным называется крыло, передние кромки полукрыльев которого расположены под углом друг к другу (рис. 2.32).

Рис.2.32

Для выяснения принципа работы стреловидного крыла допустим, что в потоке, имеющем скорость , помещено крыло бесконечного размаха, у которого передняя кромка скошена под углом . Скорость набегающего потока при этом можно разложить на две составляющие: нормальную к передней кромке  и касательную к ней  (рис. 2.33).

Рис. 2.33

Составляющая скорости  — не влияет на картину распределения давления вдоль размаха, которая будет такой же, как если бы крыло обтекалось со скоростью, равной скорости  при =0.

Выделив участок крыла площадью S, получим его подъемную силу

                             ,                                                  (2.40)

где       — коэффициент подъемной силы прямого крыла (без скольжения ),

   — коэффициент подъемной силы стреловидного крыла (со скольжением ).

Нормальная составляющая скорости

                                                                                                        (2.41)

Из (2.40) с учетом (2.41)получаем

                                                                                                   (2.42)

Вывод: при всех прочих равных условиях подъемная сила стреловидного крыла в  раз меньше подъемной силы прямого. Наличие угла стреловидности крыла изменяет его фактический угол атаки за счет изменения хорды профиля. Хорды  и  на рис. 2.33 имеют общую точку в их начале. Задняя кромка лежит в одной плоскости. Поэтому из рис. 2.34 имеем

,                            

Рис. 2.34

Примечание: h —  некоторое расстояние – превышение передней кромки над задней.

Из рис. 2.34   .  Поэтому

                 ,  т.е.                              (2.43)

Вывод: увеличение стреловидности крыла приводит к уменьшению фактического угла атаки крыла в  раз.

Представив уравнение (2.42) в виде

получим             

                                                                                                     (2.44)

Вывод: несущие свойства крыла при всех прочих равных условиях уменьшаются с увеличением угла стреловидности в  раз.

Отметим еще некоторые особенности скользящего крыла:

— на малых дозвуковых скоростях  силы сопротивления большей частью  состоят  из сил трения, поэтому для   скользящего крыла они не уменьшаются, а  уменьшение  его несущей способности (2.44) приводит к падению  аэродинамического качества.

— на больших скоростях полета силы  лобового сопротивления большей частью состоят из сил давления, следовательно,   скользящее  крыло имеет большее аэродинамическое качество  вследствие более интенсивного  уменьшения лобового сопротивления.

2.2.12. Распределенные и суммарные аэродинамические характеристики и влияние на них формы крыла

Форма крыла в плане оказывает значительное влияние  на распределённые и суммарные аэродинамические характеристики.

У крыла бесконечного размаха картина распределения во всех сечениях по размаху не изменяется. Поэтому коэффициент подъёмной силы в этих сечениях является постоянной величиной. У крыла конечного размаха под влиянием перетекания из зоны повышенного давления в зону пониженных давлений  уменьшается разность давлений (аэродинамическая нагрузка) в сечениях вблизи торцевой части крыла. Поэтому наибольшее значение  реализуется в корневом сечении, к концам крыла  падает (рис.2.35). уменьшение  более значительное у крыла меньшего удлинения, так как относительная площадь, где проявляются концевые перетекания, возрастает с уменьшением удлинения. При этом изменяется так же и характер распределения нагрузок вдоль хорды крыла (рис. 2.36).

Рис.2.35

Рис.2.36

У стреловидного крыла конечного размаха характер обтекания отличается от рассмотренного выше скользящего крыла. Причина состоит в том, что наличие излома на стыке двух полукрыльев (области 1) приводит к расширению струй в корневом сечении крыла. Поэтому в этом сечении  не наблюдается значительного роста разряжения на переднем скате профиля, как в других сечениях (рис. 2.37). в области II обтекание стреловидного крыла  сходно с картиной течения на скользящем крыле. отличие, кроме указанной особенности в центральной части (области I), проявляется ещё в обтекании вблизи торцевой части стреловидного крыла (область III). Здесь сильно деформированные струйки испытывают воздействие со стороны менее деформированных струек за торцевой частью крыла. Поэтому эти струйки подвергаются дополнительному сужению в области крыла.

Таким образом струйки, сужающиеся в сечениях по оси OY при обтекании профиля, у стреловидного крыла подвергаются дополнительным воздействиям. В центральной части (области I) они расширяются вдоль оси OZ, а в концевой части (область III) – сужаются. Этим объясняется характер распределения коэффициентов давления по хорде   и коэффициента подъёмной силы в сечениях вдоль размаха стреловидного крыла  Концевые значения стреловидного крыла имеют большее значение , чем корневые.

Рис.2.37

        Эти особенности в обтекании стреловидного крыла вследствие перераспределения нагрузки по хорде в центральной части  смещают фокус к задней кромке, а в торцевых сечениях- ближе к передней кромке по сравнению со средним сечением крыла.

         Влияние сужения  на характер распределения  ка­чественно такое же, как и стреловидности.  Хотя фи­зическая сущность явлений в том и другом случае несколько различна. У нестреловидного крыла с сужением хорды в кор­невой части больше, а в концевой — меньше, чем у исходного крыла без сужения. Поэтому корневые сечения по картине об­текания сходны с сечением крыла малого удлинения, концевые — с сечением крыла большого удлинения, так как нагрузки в корневом сечении уменьшаются по сравнению с крылом без су­жения, а в концевых сечениях возрастают. У крыла с сужением и стреловидностью по передней кромке наблюдаются рассмотренные выше явления совместно (рис. 2.38). Поэтому у треу­гольного крыла с  в концевых сечениях коэффициент теоретически стремится к бесконечности.

Рис.2.38

Для сравнения законов распределения  по размаху крыльев различной формы в плане удобно их рассматривать, когда их суммарные коэффициенты подъемной силы равны.

         В настоящее время находят широкое практическое примене­ние крылья сложной формы в плане, у которых переменный угол стреловидности по передней кромке или геометрические па­раметры изменяются в полете. Коэффициент подъемной силы сечений  такого крыла по его размаху распределяется с уче­том рассмотренных выше особенностей и определяется влиянием нескольких параметров, характеризующих форму крыла в пла­не.

        Например, крыло с наплывом большой стреловидности ма­лого удлинения и с консольной частью малой стреловидности большого удлинения имеет зависимость , сочетающую особенности крыльев такой формы в плане (рис. 2.39).

Рис.2.39

Следовательно, наибольшее значение  у крыла сложной формы достигается в месте излома передней кромки. С целью выравнивания значений  по размаху треугольного, стрело­видного крыла и крыла сложной формы в плане обычно приме­няется переменная по размаху крутка. Аэродинамическая на­грузка с наиболее нагруженных частей вследствие уменьшения местных углов атаки в этих сечениях перераспределяется на ме­нее нагруженные части крыла.

Рассмотрим зависимость основных суммарных аэродинами­ческих характеристик крыльев от их удлинения, угла стреловид­ности и сужения.

Несущие свойства и положение фокуса крыльев существен­ным образом, зависят от удлинения и угла стреловидности.

Крыло бесконечного размаха () имеет максимальное значение , равное , а фокус у него расположен на расстоянии ( см. рис.2.40).

С уменьшением удлинения крыла уменьшается за счет выравнивания разности давлений в торцевой части.

Для крыльев весьма малых удлинений теория дает следую­щую зависимость:  .                                                              

При , стремящемся к нулю,  (рис. 2.40).

При уменьшении удлинения увеличивается влияние перетеканий через боковые кромки крыла и несущие свойства его уменьшаются, а фокус смещается вперед.

Рис.2.40

         В силу того, что с увеличением стреловидности крыла нагрузки в корневых сечениях уменьшаются, а в концевых возрастают, то фокус смещается назад.

Рис.2.41

Сужение крыла влияет на аэродинамические характеристики несущественно. При увеличении сужения несущие свойства несколько уменьшаются, а фокус несколько смещается вперед.

С точки зрения влияния формы крыла в плане на его сопротивление можно заметить, что коэффициент мало зависит от формы крыла, но она оказывает существенное влияние на коэффициент А,  т.е. на индуктивное сопротивление.

В общем случае коэффициент А определяется по формуле

                                                                                             (2.45)

и зависит от несущих свойств крыла и степени реализации подсасывающей силы.

Кроме того, коэффициент А может быть определен и по формуле

                                          (2.46)

где  — некоторое эффективное удлинение крыла, которое с уменьшением удлинения и увеличением стреловидности уменьшается:

.

Геометрические параметры профиля крыла влияют на вели­чину с_ха. Заметное влияние при дозвуковых скоростях полета на коэффициент лобового сопротивления оказывают относитель­ная толщина  и кривизна профиля . Это влияние проявляется на малых скоростях полета, в основном, через степень реализа­ции подсасывающей силы с_т, которая сильно зависит от тол­щины профиля и закругления носка. На поляру крыла сущест­венное влияние оказывают кривизна профиля и крутка. Исполь­зуя соответствующую крутку, можно добиться более рациональ­ного распределения нагрузки по размаху крыла, увеличить под­сасывающую силу, уменьшить на определенных режимах полета сопротивление, обусловленное подъемной силой  (рис. 2.42). Наибольший выигрыш этим путем можно получить на больших углах атаки (при больших с_уа), когда сопротивление, обус­ловленное подъемной силой, составляет значительную часть силы общего сопротивления крыла, и существенно повысить аэродинамическое качество.

      Рис.2.42

2.2.13. Нелинейные аэродинамические характеристики крыльев

         Линейными аэродинамические характеристики называются тогда, когда аэродинамические коэффициенты линейно зависят от кинематических параметров движения (). Обычно линейная зависимость наблюдается лишь при малых значениях кинематических параметров движения. Малыми параметры называются, когда их безразмерные величины существенно меньше единицы. Например, для угла атаки (в радианах) . Поскольку крыло и самолет имеют удобообтекаемую форму, эти зависимости всегда имеют линейный участок. Обычно у большинства современных самолетов до углов атаки  зависимости  и  близки к линейным. У части самолетов такая зависимость наблюдается до .

         Исследования показывают, что линейная зависимость раньше нарушается у крыльев малого удлинения, у треугольных крыльев и крыла сложной формы в плане, острые передние кромки которых приводят к еще более ранним проявлениям нелинейности характеристик. Объясняется это особенностями их обтекания. При обтекании крыла конечного размаха вихревая пелена образуется у задней и боковых кромок, а при наличии острой передней кромки здесь возникают срыв потока и свободная вихревая пелена.

         У прямоугольного крыла носовая вихревая пелена, взаимодействуя с торцевыми вихрями, разрушает их и разрушается сама. При этом падает разрежение, особенно в передней части крыла, следовательно, уменьшается подъемная сила. Появляется нелинейность, подобная той, которая наблюдается в зависимости  при вязком срыве с поверхности профиля. Отличие состоит в том, что в рассматриваемом случае причиной является не вязкий срыв, а отрыв потока на острой кромке и разрушение вихревой пелены. Эти явления приводят к уменьшению коэффициента  и их можно назвать «вредным отрывом».

         Однако при отсутствии срыва на носке нет свободной носовой пелены и устойчивые боковые жгуты  создают дополнительное разрежение в торцевых частях крыла. Разрежение на верхней поверхности крыла оказывается большим, чем по линейной теории. Естественно, чем меньше удлинение крыла, тем относительная площадь влияния этих вихрей больше. Поэтому заметный рост коэффициента  наблюдается у крыльев меньшего удлинения, что хорошо видно при составлении зависимости нагрузки по размаху и хорде крыла, определенной по линейной и нелинейной теории (рис. 2.43).

Рис.2.43

Рис.2.44

В результате суммарные величины коэффициентов  и , найденные по нелинейной теории, увеличиваются, а центр давления по всем сечениям смещается назад (рис.2.44). Это объясняется тем, что вихревые жгуты оказывают более значительное влияние на кормовые части крыла.

         При обтекании тонких треугольных крыльев малого удлинения и большой стреловидности под умеренными и большими углами атаки вдоль передней кромки из-за перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю через нее образуются вихревые жгуты значительной интенсивности, аналогичные описанным торцевым вихрям прямоугольного крыла (рис.2.45). Они, располагаясь при положительном  над крылом, создают там значительное разрежение и прирост подъемной силы (рис.2.46), которая линейной теорией может быть учтена. Поэтому такой срыв с носовой части тонких крыльев большой стреловидности иногда называют «полезным».

Аналогичная картина обтекания наблюдается на наплывах крыльев сложной формы в плане и изменяемой в полете стреловидности.

         Следует отметить, что впервые нелинейную схему крыла конечного размаха предложил в своем докладе «О вихревой теории крыла конечного размаха» С.А. Чаплыгин на собрании Московского математического общества в 1913 году.

Рис.2.45

Рис.2.46

studizba.com

КАК ВОЗНИКАЕТ ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА САМОЛЕТА

ПОЧЕМУ И КАК ЛЕТАЕТ САМОЛЕТ

изобретатели первых летательных машин строили крылья в виде плоских или немного изогнутых по­верхностей. Позже выяснилось, что выгоднее придавать крылу самолета обтекаемую форму — такую, какая в по­перечном сечении изображена на рис. 14, а. Это сечение называется профилем крыла.

Существует много профилей крыльев. На нашем ри­сунке изображены наиболее типичные. Линия АБ, соеди­няющая носок и хвостик профиля, называется его хордой.

Вид крыла сверху тоже бывает различным, но чаще конструкторы применяют только три формы: прямо­угольную, трапециевидную и стреловидную (рис. 14, б). Концы прямоугольных и трапециевидных крыльев обыч­но закругляются.

При выборе формы крыла и его профиля конструк­тор руководствуется их аэродинамической выгодностью. Крыло работает выгодно, когда оно развивает большую подъемную силу, но дает малое лобовое сопротивление.

Крыло самолета, само по себе неподвижное, создает подъемную силу благодаря поступательному движению самолета, которое сообщает ему силовая установка. Встречный воздушный поток обтекает крыло несиммет­рично. Аэродинамическая сиша благодаря специальному профилю крыла отклоняется еще больше вверх, чем у плоской пластины, поставленной под острым углом к потоку. Несимметричное обтекание крыла вызывается не­симметричной формой профиля или наличием угла атаки1, а чаще — тем и другим вместе.

Углом атаки крыла условились считать угол между хордой профиля и направлением воздушного потока.

Обычно самолет имеет в полете очень малый угол атаки крыла — около 3—5 градусов, а скоростные само­леты — еще меньше. Уже одно это показывает* что крыло

Самолета создает подъемную силу несколько иначе, чем воздушный змей, который летает, как мы видели, при угле атаки в 40—60 градусов.

Каким же образом при таком малом угле атаки воз­никает подъемная сила, способная поддерживать в воз­духе очень тяжелую машину?

Посмотрите внимательно на рис. 15, а, на котором изображена схема обтекания крыла воздухом при малом угле атаки.

А) при небольшом угле атаки; б) скорость воздуха над крылом больше, чем под крылом; в) обтекание крыла при нулевом угле атаки и г) при критическом угле

Атаки.

Струйки воздуха обтекают крыло несимметрично, больше отклоняясь сверху, чем снизу. Сверху струйкам приходится огибать выпуклую часть крыла, поэтому они сжаты и, следовательно, по закону неразрывности ско­рость течения воздуха здесь больше, чем вдали от крыла. Под крылом же, наоборот, скорость течения воздуха меньше, так как здесь происходит некоторое торможение воздушного потока (благодаря углу атаки).

Таким образом, скорость воздуха над крылом полу­чается больше, чем под крылом (рис. 15* б).

По закону Бернулли, чем больше скорость потока, тем меньше в нем давление. Следовательно, над крылом обра­зуется пониженное давление, а под крылом — повышен­ное; к этому добавляется трение воздуха в пограничном слое и в результате возникает сила Р, направленная в сторону меньшего давления,— полная аэродинамическая сила крыла. Конечно, воздух давит снизу вверх не в од­ной точке крыла, как изображено на нашем рисунке, а на всю площадь крыла. Но давление воздуха на все крыло, то есть полную аэродинамическую силу, можно изобразить одной стрелкой Р, как бы приложенной в центре давления (сокращенно: Ц. Д.).

Полную аэродинамическую силу Р мы можем заме­нить, как уже делали раньше, двумя силами Л и П, на­правленными по потоку и перпендикулярно к нему. Сила Л — лобовое сопротивление крыла, а сила П — его подъемная сила.

У хороших крыльев подъемная сила при самом вы­годном угле атаки бывает примерно в 20 раз больше силы лобового сопротивления. Таким образом, главная доля полной аэродинамической силы крыла идет на под­держание самолета.

Интересно, что многие крылья развивают подъемную силу даже при нулевом угле атаки, то есть когда воз­дух набегает на крыло параллельно хорде профиля (рис. 15, в). На первый взгляд это кажется совершенно непонятным, так как при нулевом угле атаки давление под крылом повышено немного (по сравнению с давле­нием вдали от крыла). Зато над крылом благодаря уве­личению скорости струек при обтекании верхней выпук­лой части давление воздуха значительно понижено. Вы­ходит, что и в этом случае благодаря несимметричности профиля разность давлений под крылом и над крылом все-таки имеется.

С малым углом атаки самолет летает при самой боль­шой скорости, какую он может развить при полной мощ­ности силовой установки. Тогда даже малый угол атаки оказывается достаточным для создания подъемной силы, равной весу самолета.

С увеличением угла атаки подъемная сила растет.

К сожалению, это происходит только до угла в 15—16 градусов, так как при таком угле плавность об­текания уже сильно нарушается (рис. 15, г). Струйки воз­духа отрываются от верхней поверхности крыла, обра­зуются вихри, лобовое сопротивление возрастает, а подъемная сила начинает падать. Угол атаки, при ко­тором это происходит, называют критическим. При та­ком угле атаки самолет уже плохо управляется и не­устойчив.

Чтобы улучшить обтекание крыла на больших углах атаки, русский ученый С. А. Чаплыгин (1869—1942), уче­ник и соратник Н. Е. Жуковского, предложил щелевые

Крылья. Идея их состоит в том, что крыло снабжают так называемым предкрылком и благодаря щели между ним и крылом (рис. 16) поток более плавно обтекает крыло даже на больших углах атаки. Объясняется это тем, что струйки воздуха, проходя через узкую щель, увеличивают свою скорость и увлекают за собой другие струйки, задерживая их отрыв от крыла. Поэтому плав­ное обтекание крыла сохраняется дольше и подъемная сила не перестает возрастать до угла атаки в 25 граду­сов, а иногда и больше.

Еще чаще применяют закрылки и так называемые щитки, расположенные у задней кромки крыла. При взлете и посадке летчик отклоняет закрылки или щитки вниз на угол 20—40 градусов и благодаря этому как бы увеличивает кривизну нижней поверхности крыла, что ведет к увеличению подъемной силы. При взлете это сокращает длину разбега, а при посадке уменьшает ско­рость самолета во время приземления.

Применение предкрылков, закрылков и щитков полу­чило в наше время название механизации крыла.

Механизированные крылья широко распространены во всем мире.

Более подробнее о советской авиации здесь В Ся история развития самолета — от его рождения до наших дней — это история борьбы за скорость по­лета. Дальнейшее развитие авиации, несомненно, будет …

Почему самолет может делать виражи[13]) и фигуры? Какие силы заставляют тяжелую машину легко ку­выркаться в воздухе? Как летчик управляет этими сила­ми в криволинейном полете? Конечно, это все те же аэродинамические …

П Еред посадкой летчик выключает двигатель или убав­ляет его обороты до самых малых. Самолет начи­нает плавно снижаться по наклонной траектории. Такой спуск самолета называют планированием. Чтобы легче понять поведение самолета …

msd.com.ua

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления.

Последние достижения в создании современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности привели к значительному снижению шума силовой установки. Как показали летные эксперименты, проведенные фирмами Boeing и Airbus, шум силовых установок современных самолетов перестает быть доминирующим среди других источников шума при заходе самолета на посадку, когда двигатели работают в режиме малого газа, и возникает проблема шума, образуемого при обтекании выпущенного шасси и отклоненных элементов механизации крыла (предкрылки, закрылки и интерцепторы). Таким образом, создание перспективных гражданских самолетов с улучшенными акустическими характеристиками, которые удовлетворяли бы все более жестким нормам ИКАО по шуму на местности, требует заметного снижения шума обтекания элементов планера самолета. В настоящее время на современных самолетах вообще не применяются никакие мероприятия по снижению этого источника шума. Поэтому повышенное внимание в последнее время стало уделяться способам, которые снижают аэродинамический шум различных элементов планера самолета. Настоящее изобретение относится к снижению шума, возникающему при обтекании потоком воздуха крыла с выпущенными элементами механизации: предкрылком и закрылком.

Известен способ снижения аэродинамического шума, создаваемого при обтекании задней кромки лопасти, при котором снижение аэродинамического шума достигается путем изменения формы поверхности задней кромки лопасти (Патент DE 102006043462, 27.03.2008 г., В64С 21/02). Согласно способу уровень шума, создаваемого потоком, обтекающим заднюю кромку лопасти, снижают путем создания гофрированной поверхности вблизи задней кромки, первоначально имеющей плоскую форму. При этом снижение шума достигается благодаря образованию продольных вихрей и изменению структуры турбулентности в потоке, обтекающем образованную зону. Однако этот метод неприменим к предкрылку, т.к. на режиме крейсерского полета, когда предкрылок находится в убранном положении, невозможно обеспечить плотного прилегания гофрированной поверхности предкрылка 1 к плоской поверхности основного элемента крыла 2, что неизбежно приведет к ухудшению аэродинамических характеристик крыла.

Известны дополнительные элементы конструкции предкрылка (Патенты US 2010084508 публ. 2010 г., МПК В64С 9/24, US 6457680, публ. 2002 г., МПК В64С 9/16), предназначенные для снижения шума при протекании потока в щели между предкрылком и носовой частью основного крыла. Основным недостатком как упомянутого выше способа, так и элементов предкрылка является использование дополнительных элементов конструкции, отклоняющих поток, что сопряжено с увеличением веса устройства, усложнением его конструкции, эксплуатации и ремонта и, как следствие, ведет к увеличению его стоимости и эксплуатационных расходов.

Известно шевронное реактивное сопло газотурбинного двигателя (Патент РФ №2310766, 20.11.2007 г.), в котором применяются шевроны для создания продольных вихрей, образующихся из-за появления скоса двух потоков: основного потока газа, истекающего из сопла, и потока воздуха, идущего по наружной обечайке сопла. Согласно этому патенту образование продольных вихрей в струе приводит к снижению шума на 1,2 дБ. Этот способ неприменим для снижения шума предкрылка, т.к. при обтекании предкрылка нет двух смешивающихся потоков газа и наличие шевронов не приводит к образованию продольных вихрей.

Известен способ снижения шума предкрылка (Патент РФ №22966695, 22.11.2002 г., В64С 9/24), достаточно простой в реализации и эффективный с точки зрения снижения шума, который заключался в использовании специальных щеток, размещенных на нижней кромке предкрылка. Этот патент выбран в качестве прототипа. Был получен эффект снижения шума. Однако такой способ приводит к недопустимо большому уменьшению коэффициента подъемной силы и усложнению эксплуатации самолета, в процессе которой необходимо заменять подверженные износу или засорившиеся щетки.

Задача изобретения — обеспечить эффективное снижение уровня аэродинамического шума, генерируемого при обтекании воздушным потоком крыла пассажирского самолета с выпущенными элементами механизации (предкрылком и закрылком) на режимах посадки без ухудшения аэродинамических характеристик крыла.

Технический результат заключается в снижении уровня аэродинамического шума при обтекании крыла без существенного уменьшения подъемной силы.

Технический результат достигается тем, что предкрылок крыла самолета, содержащий аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку, подвижно соединен с основным крылом, а, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка имеет форму синусоиды.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка выполнена в виде накладки.

Технический результат достигается также тем, что в способе обтекания предкрылка крыла самолета, заключающегося в изменении характера обтекания задней нижней кромки предкрылка, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Фиг.1. Сечение крыла с отклоненными элементами механизации.

Фиг.2. Область течения между предкрылком и основным элементом крыла.

Фиг.3. Механизмы звукообразования в области течения между предкрылком и основным крылом.

Фиг.4. Предкрылок с шевронной кромкой треугольной формы.

Фиг.5. Различные формы шевронов нижней кромки предкрылка.

Фиг.6а. Предкрылок с посадочным местом для шевронной накладки.

Фиг.6б. Шевронная накладка.

Фиг.7. Спектры шума модели крыла с обычными и модифицированными предкрылками.

На фиг.1 показано сечение крыла с отклоненными элементами механизации, состоящее из предкрылка 1, основного крыла 2, закрылка 3.

Задачу снижения аэродинамического шума, создаваемого при протекании потока в щели (фиг.2) между предкрылком 1 и носовой частью крыла 2, без существенного уменьшения коэффициента подъемной силы решает предлагаемый предкрылок и способ его обтекания.

В результате проведенных исследований, касающихся шума предкрылка, удалось выделить основные механизмы его генерации. Они схематически представлены на фиг.3. Среди известных механизмов возникновения шума можно перечислить следующие: вторичный отрыв 4, вихрь в полости 5, нестационарная сила из-за ударов вихрей 6, нестационарное присоединение потока 7, турбулентность погранслоя 8, сход вихревой пелены 9, эффект поршня 10, резкая деформация когерентных структур средним потоком 11, слияние вихрей 12, шум полости 13, рассеяние на кромке 14.

Предкрылок крыла самолета содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, которую можно условно разделить на верхнюю и нижнюю, с передней и задней кромками, и подвижно соединен с основным крылом. Модификация предкрылка заключается в изменении формы нижней кромки на шевронную (зубчатую) (фиг.4). Под шевронной формой (шевроном) понимается волнистая линия в плоскости кромки, которая может быть как с угловыми точками, так и гладкой формы.

Шеврон может иметь любую форму с угловыми точками, как треугольную форму, прямоугольную или другую, так и гладкую, например, в виде синусоиды (фиг.5а). Кроме того, шеврон может иметь неоднородный шаг S вдоль размаха предкрылка и неоднородную высоту Н (фиг.5б).

Предкрылок может иметь посадочное место для накладки (фиг.6а), а нижняя кромка предкрылка может быть изготовлена в виде отдельной шевронной накладки, которая крепится затем к предкрылку (фиг.6б).

Экспериментальные исследования в акустической заглушенной камере на модели крыла с механизацией показали, что способ снижения шума, основанный на изменении геометрии нижней кромки предкрылка, дает снижение узкополосного шума предкрылка до 10 дБ, а шевронная нижняя кромка предкрылка приводит к значительному снижению шума. На фигуре 7а, 7б, 7в, 7г приводятся спектры шума соответственно для углов наблюдения 70, 90, 110, 130 градусов в нижней полусфере под крылом. Именно распространением звука в этом направлении определяется шум самолета на местности, в том числе и при сертификационных испытаниях по шуму. Верхняя кривая соответствует прямолинейной кромке предкрылка, две нижние кривые соответствуют шевронной форме кромки с различным шагом и высотой шеврона. Эффект снижения шума без существенного уменьшения подъемной силы имеет место для различных геометрических параметров шеврона, как это следует из фиг.7.

Предлагаемый способ снижения аэродинамического шума самолета заключается в изменении характера обтекания нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла за счет формирования фазовой задержки схода вихрей с нижней кромки предкрылка и нарушения однородности источника шума, излучаемого при протекании потока воздуха между предкрылком 1 и носовой частью основного крыла 2, путем искривления нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла.

Турбулентность, точнее, нестационарность, образуется на сдвиге (в пределе — тангенциальном разрыве), сходящем с нижней кромки. Далее она развивается, усиливается и падает на крыловую часть системы. В результате взаимодействия с твердой поверхностью порождается звук. Основная идея способа заключается в уменьшении масштаба корреляции источника звука (декорреляции) в направлении размаха крыла и, следовательно, в уменьшении излучаемой звуковой энергии.

Декорреляция за счет искривления кромки предкрылка происходит следующим образом. После срыва потока с кромки возникают вихри, которые распространяются вниз по потоку со скоростью порядка α~0,6÷0,8V, где V — скорость потока до кромки. Скорость распространения вихрей зависит от характера течения в щели. Из-за этого вихри, срывающиеся с разных участков искривленной кромки, при подходе к поверхности крыла имеют разные амплитуды и, главное, разные фазы. Таким образом, вместо однородного по размаху коррелированного источника звука образуется множество некоррелированных источников, которые суммарно излучают меньший звук.

Для искривления кромки образуют, по меньшей мере, на части поверхности предкрылка, нижнюю кромку шевронной формы (фиг.4).

Данный способ имеет развитие, позволяющее оптимизировать его применение в частных случаях использования.

Предлагаемый предкрылок и способ его обтекания обеспечивают эффективное снижение уровня аэродинамического шума, создаваемого потоком при его протекании в щели между предкрылком и основным крылом, без существенного уменьшения подъемной силы.

edrid.ru