Самолет

РЕТЕНИ к авторскому свидетельству мплекс в АБ.; 82, В ннои тех- проектирорения са 1 ОЗ СОВЕТСКИХ11 ИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛ 1 ОСУДАРСТВЕПИОЕ ПАТЕ 11 ТНОЕЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕИТ СССР)11 ОПИСАНИЕ(56) Техническая информация ЦАГИ, 1сб 54) САМОЛЕТ57) Изобретение относится к авиацинике и может быть использовано привании стабилизаторов хвостового оп(51) б 3 64 С 5 02 3 14 молета. Цель изобретения - увеличение аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференций и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому. Цель достигается тем, что максимальная вогнутость профилей стабилизатора от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от 0 до - 1 - -2%. Далее, до конца консоли вогнутость сохраняется. 12 ил.Изобретение относится к авиационнойи крылатой ракетной технике и преимущественно к ЛА, имеющим характерный крейСерский режим полета.Известны самолеты с плоскими горизонтальными оперениями (ГО). Такие оперения, спроектированные иэ симметричныхпрофилей, нашли широкое применение втехнике и установлены практически на всех."гипах самолетов,Для увеличения балансировочногоаэродинамического качества ЛА (Кбал) в са.мОлетах В, Вв крейсерском полетепбРешли от исйользования Симметрйчныхпрофилей в" конструкции ГО к профилям несймметричным с более высоким значейиемаэродинамического качества Стабилизаторапри реализации на ГО необходимой длябалансировки самолета в крейсерском полете подъемной силы Сутобал (коэффициент подъемной силы ГО при балансировке)(1. Оперения таких ЛА имеют постояннуювеличину 10 по размаху (б 0"- величина относительной максимальной вогнутоСти профиля ГО). В качестве прототипа принятсамолет В21 с таким оперением,Однако отрицательная"интерференцияв месте сопряжения ГО с йланером за счетпрйменения несимметричных профилейвозрастает благодаря более суживающемуся конфуэору (от более выпуклой нижнейповерхности стабилизатора), где вблизи передней кромки ГО в области, прилегающейк вертикальному оперению (ВО), наблюдается местное ускорение малозаторможенного для Т-схемы оперения (ГО размещеносверху ВО), набегающего потока, прйближа-"Ющее наступление волновоге кризиса и через перераспределение давлениямежду ГОи ВО, распространение его с нижней поверхности ГО йа боковую поверхность вертикального оперения, т,е, насущественную повеличине площадь хвостового оперения.Следствием чего оказываются эначйтельны " ми "потери сопротйвленйя Схп (коэффициент сопротивления оперения) от установкиоперения на ЛА; Отдаляя по числу М (аэродинамический критерий подобия) наступление волнового кризиса или локализуя иснижая его интенсивность в малой ограниченной области стабилизатора, прибегают куменьшению ниже оптймальной йо размахуконсоли величины б 0 (т.е; величины, обеспечивающей максймзльное значениеКбал), а значйт и снижению возможных достижений в аэродййамическом качестве ЛАв полетеСледует отметйть и тот факт, что местоустановки ГО, его формообразование выбирайтся С точки зрения"конструктивной разрешимости проекта и с учетом достаточной эффективности органов продольного управление, но при атом оперение летательного аппарата нормальной схемы оказывается 5 в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемйх крылом и элементами всего планера. И здесь неплоские оперения (бя Ф О) самолетов В, Вимеют те.же недостатки, присущие ЛА с плоским опе- "0 рением; тоже. находящихся в том же полескосов, которое влияет йа истинные углы атаки ГО.Профили таких оперений в различныхсечениях стабилизатора находятся под от личными друг от друга углами атаки и работают вразличных условиях обтекания.Пренебреженйе учетом влияния скосов приводит к тому, что на ГО не обеспечивается эллиптическое распределение циркуляции.20 Тогда потери от реализации на стабилизаторе необходймой подъемной силы Суг 0 бал в индуктивном сопротивлении будут превышать мийимально возможные. Т.е. такой недостаток конструкции присущ самоле там-прототипам . Только на самолете В,впервые йспользовав крутку стабилизатора (когда концевое сечение ГО повернуто на отрицательный угол к бортовому сечению), сделана попытка приблизиться к эллиптиче- ЗО скому раСпределению циркуляции. Целью изобретения является увеличе ние аэродинамического качества путемуменьшения сопротивленйя отрицательнойЗ 5 интерференции и распределения циркуляции по- размаху Стабилизатора по закону,близкому к эллйптическому,Эта цель достигается тем, что максимальная относительная вогнутость профи 40 лей стабилйзатора Уго в области .откорневого сечения до сечения; отстоящегоот него на расстоянии до трех толщин, киляв зоне сопряженйя со стабилизатором,-выпблнена монотонно изменяющейся от ве 15 личийы 1 го = Ода бо 1 - -2 и сохраняющейся далее до конца консоли. При этомсохраняются все преимущества неплоскогоГО и избавляются от возможных критических явлений в обтекании стабилизатора.50 В предложенной конструкции стабилизатора моното нное изменение величины 60от оси симметрйи до значения бо отл накойце "консоли ведет к перерасйределениювеличиныуглов атаки профилей ГО при ну 55 левой.подъемной Силе в 4 оль размаха ста билизатора ф(ф=ЛГ) что улучшаетраСпределенйе циркуляций, приближая ее кэллМтическбму закону подобно крутке ГОсамолета 8-7 б 7.На фит.1 представлена компоновочная схема ЛА: а) Т-схема хвостового оперения, б) палубное оперение; на фиг.2 - симметричные (а) и несимметричные (б) профили стабилизатора; на фиг,З - распределение бп вдоль размаха стабилизатора для самолета- прототипа (а) и предлагаемый дариант распределения (б); на фиг.4 - поперечная площадь конфузора в стыке ГО и ВО для самолета прототипа (а) и предлагаемый вариант (б); на фиг.5 - изменение Сх по М для самолетов с оперением прототипа (а) и самолета с предлагаемым ГО (б); на фиг.б - поле скосов в области ГО; на фиг,7- распределение циркуляции вдоль размаха стабилизатора; на фиг.8 - коэффициент торможения потока вблизи ГО; на фиг,9 - зависимость Кпол от центровки самолета; на фиг, 10 - поляры изолированныхплоского и неплоского оперений; на фиг.11 - зависимость К по М для элементов планера ЛА; на фиг.12 - зависимость Кпол от центровки ЛА и параметров ГО,Горизонтальное оперение ЛА (фиг.1 а) содержит профили с отрицательной величиной максимальной относительной вогнутости (фиг.2 б), где величина К, принимают значение 0 (или малое положительное значение) у корня ГО, Затем величина бго монотонно изменяется до дистанции 3-х толщин ВО вдольуазмаха.консоли, где и достигает значения 1 г, = бго,пт = -1 - -2 ,постоянного на остальной части консоли (фиг.Зб).На крейсерском режиме параметры полета и течения остаются практически неизменными, тогда потери аэродинамического качества ЛА (фиг,9) в первую очередь определяются отклонением на бзлансировочный угол р бал (д бал) органов продольного управления - стабилизатора для обеспечения равновесия продольных моментов, При этом на оперении реализуется необходимая подъемная сила Суо бал (фиг.10), Аэродинамическое качество при Су,о бал у стабилизаторов с несимметричными профилями при умеренных значениях бг, выше чем у плоских оперений и для конкретного режима полета (Сугп бал) можно однозначно определить значение параметра бго, оптимальное для ГО в целом (фиг.9). Однако эксперимент и расчеты, проведенные в АНТК и ЦАГИ, показали, что отрицательная интерференция; возникающая между планером ЛА и оперением в месте сопряжения, может значительно изменить ожидаемые характеристики, Негативный эффект ее растет при использовании в оперениях профилей с отрицательной величиной 1 го, подобно В, В, Особенно велики потери Сх (фиг,11) оказались у самолета с Т-схемой50 55 тикальных скосов, индуцируем.лх .":л,нтами и энера (фиг.б), На фиг.б по 1;.ц что 5 10 15 20 25 30354045 компоновки хвостовп 1 О г)1 пр;1 ив. ,Г Г, 11 аф. акающий поток бплее скоростюи тм в б: с 1 и палубного ГО (фиг.й). При обтекании выпал лых вниз профилей стабилизатора вблизи ВО наблюдается местное ускорение пото ка, обусловленное присутствием ВО, и приводящее к более раннему наступлению волнового кризиса. Перераспределение давления с нижней поверхности ГО на боковую поверхность ВО вследствие интерференции дает увеличение площади зоны влияния критических явлений и росте Сх за счет дополнительных потерь на ВО, Такие потери могут быть весьма значительными, Эксперимент и расчеты подтвердили, что, уменьшая абсолютную величину бобо опт, можно затянуть кри: исные явления на большие числа Мпол и снизить потери. ТоЛько влияние корневой интерференции не охватывает всей консоли и зависит от компоновочной схемы хвостового оперения, от его геометрии. Для ЛА с Т-схемой оперения влияние корневого эффекта, влияние интерференции от сопряжения ГО и ВО существенно снижается на дистанции более 3-х толщин ВО (обтекателя ВО) в месте стыка с ГО и далее остается незначительным, где можно таким влиянием пренебрегать. Выходит, уменьшив величину 1 пол лишь в ограниченной зоне ГО и сохранив ее величину наостальной части консоли, можно предупредить возникновение кризисных явлений в стыке ГО с планером ЛА вследствие отрицательной интерференции и обеспечить рост К над самолетом-прототипом не величину ЛК = 0,1 (фиг,12),Приведен пример использования такого оперения для самолета с Т-схемой хвостового оперения. Выделен канал суживающегося конфузора, в котором наиболеехарактерно проявляет себя отрицательная интерференция. На фиг,4 показано как изменяется поперечное сечение конфуэора после уменьшения величины прогиба 1 го в прикорневых сечениях стабилизатора(фиг,Зб), что приводит к изменению Скрап по М (фиг, 5 б) и росту полетного аэродинамического качества (фиг.12).Кроме того, в полете при больших запасах устойчивости, чем предусмотрено для крейсерского режима, необходимая сила Суго бал возрастает для обеспечения продольной балансировки самолета. Тогда выигрыш от использования в конструкции ЛА таких оперений еще более очевидный1788688 перепад в углах атаки ГО, где величина угла скоса е вблизи корня равна -4", а у конца консоли составляет,7, превышает", что ставит в разные условия обтекания профиля в различных по размаху консоли ГО сечени ях. Тогда, если при расчете изолированного ГО нз стабилизаторе и реализуется близкое к эллиптическому распределение циркуляции,то расчет циркуляции в системе планера для ГО с учетам вертикальных скосов не 10 совпадает с эллиптическим (фиг.7). Следствием чего и оказываются избыточными потери в индуктивном сопротивлении Схоп.Обеспечить эллиптическое распределение циркуляции по ГО для ЛА возможно при 15 благоприятном распределении нагрузки вдоль размаха стабилизатора, учитывающим не только циркуляцию изолированногр ГО, но и ее изменение от вертикальных скосов. Так, закручивая концевое сечение ста билизатора под отрицательным углом к бортовому сечению, можно приблизиться к эллиптическому распределению циркуляФормула изобретения САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж, крыло, двигательную установку и оперение, включающее киль и стабилизатор, выполненный в виде несимметричных 30 профилей, отличающийся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху ции на ГО в Крейсерском полете (В). Однако крутка стабилизатора при постоянной величине 1 го профилей его образующих не способствует полному ослаблению влияния отрицательной интерференции в корневой области ГО. Существование переходной эоны по 1 го, когда у корня стабилизатора величина 1 го и затем, монотонно изменяЯсь, достигает величины 1 г 0 = го Опт=-127 ь на конце консоли, кроме непосредственного увеличения К за счет снижения отрицательной интерференции также ведет и к монотонному изменению величины а 0 профилей по сечению ГО вдоль размаха (а 0 = ф (бо, что подобно крутке крыла приводит к более благоприятному распределению циркуляции в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых элементами планера, и потому обеспечивает рост аэродинамического качества и эа счет снижения индуктивного сопротивления на стабилизаторе при том же значении Суго бал,стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому, максимальная относительная вогнутость профилей стабилизаГ,тора " в области от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин, киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся отР =О Г =-1-2 мвеличины " до " и сохраняющейся далее до конца консоли,