Стреловидное крыло

Авторы патента:

Воробьев Ю.В.

Жукова Р.А.

Кощеев А.Б.

B64C3/14 - профиль крыла

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании стеловидных крыльев дозвуковых самолетов. Цель изобретения - увеличение аэродинамического качества и улучшение показателей топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета М = 0,74 - 0,78. Цель достигается тем, что средние линии сечений крыла для выполнены, исходя из распределения средней относительно кривизны сечений по размаху крыла по соотношению . Концевые сечения крыла имеют отрицательную закрученность _к=(-6)-(-8). Бортовой профиль имеет отрицательную среднюю кривизну f_ср =(-0,3)-(-0,5)% и знакопеременную кривизну средней линии. 2 з. п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и преимущественно к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета L 3500 км. Известны стреловидные крылья магистральных самолетов средней дальности полета с крейсерскими скоростями полета V 800-850 км/ч. Прототипом предлагаемого решения является стреловидное крыло среднемагистрального самолета ТУ-204. Для обеспечения малых волновых потерь указанное крыло выполнено с относительно большим углом стреловидности (х 22 + 26^о), сужением 3-4, малой относительной толщины консоли (С_макс% 11,0-9,5) и набором суперкритических профилей (профиль с расположением максимальной положительной кривизны в хвостовой части( > 0,5). При этом закон построения поверхности крыла на консоли между сечениями на переломе и конце линейный, а бортовой профиль крыла имеет среднюю кривизну > 0. Сочетание реализованных на прототипе параметров крыла привело к относительно невысокому уровню аэродинамического качества при режимах полета, соответствующих числам М 0,74-0,78. Увеличение аэродинамического качества самолета ТУ-204 может быть осуществлено путем уменьшения относительной толщины или удлинения крыла, но, как известно, при том увеличивается масса конструкции и, как следствие, ухудшается показатель топливной эффективности. Целью настоящего изобретения является увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета самолета со стреловидным крылом путем применения в его компоновке оптимального закона распределения средней кривизны по размаху в сочетании с докруткой концевых сечений крыла с бортовым профилем, выполненным с отрицательной средней кривизной при знакопеременной кривизне его средней линии. Для достижения этой цели средние линии профилей крыла на участке 0,9 > > 0,2 выполнены таким образом, что распределение относительной кривизны вдоль размаха определено соотношением 0,6-0,65 Для увеличения максимального аэродинамического качества в условиях балансировки консольная часть крыла при 0,75 выполнена с увеличенной отрицательной круткой _к (-6)-(-8)^о, а бортовой профиль с отрицательной средней кривизной f_ср (-0,3)-(-0,5)% при знакопеременной кривизне его средней линии. На фиг. 1 показано стреловидное крыло; на фиг. 2 средние линии характеристик продольных сечений крыла; на фиг. 3 сравнение средних линий бортовых профилей предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 4 сравнение зависимостей крутки крыла по размаху предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 5 влияние градиента на коэффициент индуктивного сопротивления; на фиг. 6 влияние закрученности концевых сечений крыла на величину аэродинамического качества с учетом балансировки К_{максбал}; на фиг. 7 влияние величины отрицательной средней кривизны бортового профиля на величину аэродинамичеcкого качеcтва c учетом баланcировки K_макc _бал; на фиг. 8 выигрыш в макcимальном аэродинамическом качестве и критерии топливной эффективности К_макс М относительно прототипа. Стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 и консоли 3 (фиг. 1), содержащей суперкритические профили 4 (фиг. 2) со средними линиями, средняя кривизна которых определена соотношением 0,6-0,65, Закрученность концевых сечений = (-6)-(-8). Бортовой профиль 5 имеет отрицательную среднюю кривизну = (-0,3)-(-0,5)% при знакопеременной кривизне средней линии положительной кривизне при 0,08-0,15, отрицательной кривизне при 0,08-0,15 < < 0,7-0,9 и положительной кривизне при Х > 0,7-0,9 (фиг. 3). Преимущество предлагаемого изобретения состоит в следующем. Показателем топливной эффективности летательного аппарата является количество грамм топлива G_т, расходуемого на каждого пассажира на расстоянии полета 1 км q_т= где n количество пассажиров; L длительность полета самолета. Показатель топливной эффективности величина обратно пропорциональная произведению максимального аэродинамического качества на полетное число М q_т . Предложенный закон распределения средней кривизны по размаху крыла 0,6-0,65 соответствует оптимальному значению аэродинамического качества из-за минимизации индуктивного сопротивления (фиг. 6), связанной с реализацией на этом крыле эллиптической циркуляции. Предложенная докрутка концевой части крыла ( 0,75) увеличивает аэродинамическое качество за счет улучшения условий на балансировку, а именно за счет уменьшения пикирующего момента mZ (фиг. 6). Предложенные обводы бортового профиля с отрицательной средней кривизной (фиг. 3) приводят к увеличению аэродинамического качества за счет улучшения условий на балансировку (фиг. 7). Одновременно положительная кривизна при < 0,08-0,15 реализует наполнение носка профиля по верхней его поверхности, что, как известно, приводит к увеличению подсасывающей силы и уменьшению индуктивного сопротивления. Положительная кривизна хвостовой части бортового профиля обусловлена суперкритичностью крыла, так как выбранное хвостовое нагружение позволяет достичь крылу заданного числа М без потерь в волновом сопротивлении из-за местных кризисных зон. На фиг. 8 показан выигрыш в аэродинамическом качестве предложенного крыла по сравнению с прототипом.

Формула изобретения

1. СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО, выполненное с удлинением

= 8-11, сужением 3 - 4, стреловидностью X = 22 - 26^o и набором суперкритических профилей, отличающееся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества и улучшения показателя топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета, М = 0,74 - 0,78, средние линии сечений крыла для

выполнены исходя из распределения средней относительной кривизны сечений по размаху крыла по соотношению

где

- относительные величины средней кривизны и хорды сечения соответственно. 2. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что концевые сечения крыла выполнены с отрицательной закрученностью Е_к = (-6) - (-8)^o. 3. Крыло по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что бортовой профиль выполнен с отрицательной средней кривизной