Крыло летательного аппарата

Авторы патента:

B64C3/58 - с аэродинамическими гребнями или интерцепторами (гребни или интерцепторы, используемые как поверхности управления B64C 9/00)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к крыльям дозвуковых магистральных самолетов, снабженным установленными на пилонах гондолами турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). Целью изобретения является увеличение аэродинамического качества рыла на крейсерском режиме полета, когда из-за интерференционного влияния пилонов и гондол ТРДД происходят потеря циркуляции скорости и снижение подъемной силы крыла, а также соответствующее уменьшение его аэродинамического качества. На фиг. 1 представлена схема крыла с границами области интерференции и отгибом на задней кромке; на фиг.2 схема суперкритического профиля крыла с пилоном и гондолой ТРДД; на фиг.3 зависимости аэродинамического качества К на режиме полета М 0,78; С_y 0,5 от относительной величины отгиба на задней кромке крыла для двух случаев: 1 изолированный суперкритический профиль крыла с отгибом его задней части вниз; 2 тот же профиль с пилоном и гондолой ТРДД; на фиг.4 зависимость оптимальной величины максимального прогиба cрединной линии профиля от числа Маха полета М, а также крейсерский диапазон чисел М (заштрихованная полоса), на фиг.5 кривая местных значений циркуляции скорости А в различных поперечных сечениях крыла с относительной координатой = Z/(L/2) а также потери циркуляции из-за влияния пилона и гондолы ТРДД (заштрихованная область). Крыло 1 летательного аппарата (фиг.1, 2) содержит набор суперкритических аэродинамических профилей 2, элементы 3 силового набора, обеспечивающие оптимальные аэродинамические, весовые и прочностные характеристики изолированного крыла. К крылу 1 подвешены пилон 4 и гондола 5 ТРДД. На задней кромке крыла по оси симметрии гондолы выполнен отгиб вниз на величину 1-2% местной хорды b с выходом отгиба на исходную геометрию крыла на границах области 6 (заштрихована на фиг. 1), определяемой положением заднего продольного элемента 7 силового набора и двумя поперечными сечениями 8, отстоящими по обе стороны от оси симметрии гондолы 5 на расстояние (1,1 1,3) d_мг, где d_мг максимальный диаметр гондолы. Устройство работает следующим образом. При полете самолета на крыле 1 (на его нижней поверхности) возникает область интерференции с пилоном 4 и гондолой 5, имеющая границы 9 (фиг.1). Интерференция приводит к уменьшению циркуляции скорости вокруг крыла, его подъемной силы и, как показано на фиг.3, аэродинамического качества К. Это ухудшение аэродинамических характеристик может быть частично компенсировано путем отгиба вниз задней части крыла 1 в пределах области 6. При этом оптимальным является отгиб по оси симметрии гондолы, равной 1-2% от величины b (кривая 2 на фиг.3). В основе указанного положительного эффекта лежат следующие обстоятельства. Скорости крейсерского полета современных дозвуковых магистральных самолетов, на которых в основном применяются крылья с суперкритическим профилем и ТРДД большой степени двухконтурности, соответствуют диапазону чисел Маха М 0,77-0,82. В свою очередь, этому диапазону соответствуют максимальные значения относительной деформации срединной линии профиля 2,5 1,5% при расположении максимума деформации на 60-70% хорды профиля (фиг.4). Уменьшение циркуляции скорости А () в области интерференции крыла с пилоном и гондолой ТРДД (фиг.5) практически эквивалентно уменьшению эффективной деформации профиля или применение профилей с трансзвуковой деформацией на дозвуковых скоростях. Поэтому отгиб задней кромки на 1-2% для суперкритического профиля с исходной деформацией соответственно 2,5-1,5% означает фактический переход в зоне отгиба на величины дозвуковых деформаций 3,5% (фиг.4). Кроме того, осуществление отгиба в области за задним продольным элементом силового набора, расположенным обычно на 70-80% местной хорды, позволяет избежать изменений силовой схемы, прочностных и весовых характеристик исходного крыла. Для определения закона изменения отгиба вдоль размаха крыла предложено апробированное экспериментальным путем соотношение () () в которое входят величины, представленные на фиг. 1,5.

Формула изобретения

КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее набор суперкритических профилей, элементы силового набора и подвешенные на пилонах двигатели, отличающееся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества на крейсерском режиме полета, крыло выполнено с отгибом профиля вниз в области, ограниченной положением заднего продольного элемента силового набора крыла и двумя поперечными сечениями, отстоящими по обе стороны от оси симметрии гондолы на расстоянии 1,1 - 1,3 ее максимального диаметра, причем величина отгиба на задней кромке по оси симметрии гондолы составляет 1 - 2% местной хорды профиля крыла, а на границах области отгиба выходит на исходную геометрию в соответствии с соотношением

где

- величина отгиба;

- относительная продольная координата вдоль размаха крыла; L/2 - полуразмах крыла; Z_м_г - координаты оси гондолы;

- циркуляция скорости;

- коэффициент подъемной силы и хорда профиля в данном поперечном сечении крыла;
b_с_а_х - средняя аэродинамическая хорда крыла;

- изменение циркуляции в данном поперечном сечении крыла.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

PC4A - Регистрация договора об уступке патента Российской Федерации на изобретение

Номер и год публикации бюллетеня: 35-2000

(73) Патентообладатель:
ОАО "Туполев" (RU)

Договор № 11118 зарегистрирован 24.08.2000

Извещение опубликовано: 20.12.2000

Похожие патенты:

Опора спойлера // 417003

Поворотная аэродинамическая перегородка крыла самолета изменяемой в полете стреловидности // 415937

Законцовка крыла летательного аппарата // 414837

Разрезная аэродинамическая перегородка // 367670

Устройство навески спойлера на хвостовую часть крыла летательного аппарата // 365305

Приспособление для предотвращения несимметричного срыва потока при переходе самолета на критические углы а так и // 64248

Самолет с пластинчатым крылом // 2190557

Изобретение относится к авиастроению и касается создания самолетов с пластинчатыми крыльями

Легкий двухмоторный самолет // 2381143

Изобретение относится к области авиации

Непланарная законцовка крыла для крыльев самолета и крыло, содержащее такую законцовку // 2521458

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2). Локальная стреловидность по задней кромке (50) непрерывно увеличивается в своем прохождении от основания (Е1) к вершине (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки (60) от основания (Е1) до первой промежуточной точки (61а), непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки (61а) до второй промежуточной точки (62а) и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до области перед вершиной (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Крыло содержит законцовку. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Законцовка крыла // 2575739

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°. Крыло содержит законцовку крыла. Воздушное судно выполнено с указанным крылом. Предложены также способ установки или замены законцовки крыла на крыле, способ модификации существующей законцовки крыла и способ эксплуатации крыла с законцовкой крыла. Группа изобретений направлена на улучшение летных качеств. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Крыло самолета // 2601093

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения, сужающегося от носа самолета к хвосту. Крыло состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. Внутри лотка крыла устанавливается рассекатель воздушного потока, на котором закреплены четыре отбойника, которые часть воздушного потока через окна в бортовых секциях выводят из лотка, создавая дополнительное разрежение внутри лотка. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Крыло с аэродинамической шторой // 2646686

Изобретение относится к области авиации. Крыло с аэродинамической шторой содержит основную часть, аэродинамическую штору и систему управления. Аэродинамическая штора установлена на задней кромке основной части крыла с возможностью задержки развития обратного течения в пограничном слое по мере увеличения угла атаки крыла и функционально связана с системой управления. Совокупный аэродинамический профиль крыла образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем аэродинамической шторы. Аэродинамическая штора выполнена в виде секций, каждая из которых скомпенсирована по весу относительно оси вращения, шарнирно установлена на задней кромке основной части крыла и кинематически связана с системой управления. Конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность расположения по набегающему потоку секций аэродинамической шторы при нулевом суммарном шарнирном моменте. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 17 з.п. ф-лы, 23 ил.

Поворотный наклонный конец крыла // 2648303

Узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла. Внешняя часть наклонного конца крыла не содержит каких-либо подвижных поверхностей управления полетом и выполнена с возможностью перемещения между сложенным положением и расправленным положением, в котором она расположена в одной плоскости с основным крылом или внутренней частью наклонного конца крыла. Имеются фиксирующие средства для фиксации внешней части в расправленном положении с основным крылом или внутренней частью наклонного конца крыла. Фиксирующие средства содержат концевой лонжерон и/или фиксирующий штифт. Способ эксплуатации летательного аппарата характеризуется возможностью использования узла крыла. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.