Прямое скоростное крыло

Изобретение относиться к авиационной технике. Скоростное крыло самолета выполнено с удлинением λ=9-11 и сужением η=3,5-4,2. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и переднего наплыва с единым базовым профилем так, что профили от корневого до концевого имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,015÷0,02 в хвостовых частях профиля с изменяемым положением по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля. Относительная толщина крыла 0,165÷0,13. Углы крутки профилей ϕ_i меняются от +1,5 до -1,5 градуса по линейному закону, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки σ≤6÷7 градусов. Изобретение направлено на увеличение несущих и скоростных свойств, снижение массы и увеличение полезного объема крыла. 8 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования крыльев дозвуковых самолетов.

Известны различные схемы стреловидных крыльев (см. Техническая информация ЦАГИ №23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу: 6 В64С 3/14, энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии". М., 1988 г.) В последнее время такие крылья выполняются стреловидными с использованием сверхкритических профилей.

Прототипом предлагаемого решения является крыло самолета Ту-204, защищенное авторским свидетельством СССР №1783723, кл. В64С 3/14. Для повышения аэродинамического качества и уменьшения волновых потерь на этом крыле сверхкритические профили выполнены со средними линиями, имеющими на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0. Это позволяет получить относительно высокие значения аэродинамического качества до скоростей, соответствующих числам М<0,70-0,75. Однако крыло-прототип, использующее "эффект закрылка", в сочетании со стреловидностью создает большие отрицательные значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе (m_zo˜-0,1), что приводит к значительным потерям качества на продольную балансировку самолета. Кроме того, углы схода в хвостовой части профиля на верхней поверхности достигают 14-15 градусов, что приводит к появлению ранних отрывов потока на крейсерских числах М и на взлетно-посадочных углах атаки.

Для увеличения несущих и скоростных свойств, существенного уменьшения неблагоприятных отрицательных значений коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе m_zo крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и переднего наплыва с единым базовым профилем, который модифицирован по размаху с возможностью обеспечения выполнения корневым профилем условия максимума значений Мкр* и Mzo при умеренных значениях С_{у мах}, а концевым профилем обеспечения выполнения условия максимума С_{у мах}, упомянутые профили имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,015÷0,02 в хвостовых частях профиля с изменяемым положением по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля, при этом относительная толщина крыла 0,165÷0,13, а углы крутки профилей ϕ_i меняются от +1,5 до -1,5 градуса по размаху по линейному закону, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки σ<6÷7 градусов.

На фиг.1 показана схема и форма в плане предлагаемого прямого скоростного крыла. На фиг.2 показаны сечения крыла. На фиг.3 - сечение корневого профиля. На фиг.4 сечение концевого профиля. На фиг.5 приведен закон изменения угла крутки профилей по размаху предлагаемого крыла. На фиг.6 приведен рекомендуемый закон изменения максимальной относительной толщины крыла по размаху. На фиг.7 - расчетные поля давлений и скоростей. На фиг.8 - несущие характеристики предлагаемого крыла и аналогов.

Предлагаемое скоростное крыло 1 состоит из центроплана 2, наплыва 3 и консолей 4. Крыло выполнено прямым с нулевым углом стреловидности по заднему лонжерону и известными методами соединено с фюзеляжем 5, на котором установлены двигатели 6 (фиг.1).

Сечения крыла образованы профилями единого семейства (фиг.2). Но по назначению и, соответственно, по внешнему виду профили по размаху крыла существенно отличаются.

Корневой профиль (фиг.3) выбирается из условия получения максимального значения критического числа Маха (Мкр*) и минимального значения продольного момента при нулевой подъемной силе (Мо) и обслуживает большую площадь. При выборе характеристик профиля ужесточались требования на Мкр* и Мо, а значение коэффициента подъемной силы С_{у мах} выбиралось умеренным.

Концевой профиль (фиг. 4), определяет максимальный каоэффициент подъемной силы крыла - С_{у мах}, так как срыв на больших углах атаки на крыле с сужением по длине происходит при прочих равных условиях ближе к концу крыла. Учитывая, что и число Рейнольдса (Re) к концу крыла убывает, в предлагаемом решении добиваются для концевого профиля значительного превышения по несущим свойствам над корневым профилем. Учитывая малую обслуживаемую площадь, предлагается ослабить ограничение на продольный момент и разрешить увеличенную вогнутость.

Выбор формы профилей между корневым и концевым сечениями крыла производится путем нескольких приближений. На первом этапе проводится построение геометрической модели крыла методами линейной аппроксимации верхней и нижней поверхностей. Затем необходимо провести математическое моделирование по программам типа WSEP, определить распределение давления по сечениям крыла (фиг.7 (7-1÷7-6) по разным скоростям полета и уточнить, при необходимости, параметры обтекания и профиль конкретного сечения.

Преимущества предлагаемого скоростного крыла иллюстрируются фиг.8, на которой приведены расчетные зависимости профильного С_Хпроф и волнового сопротивления С_Хв, а стрелками показаны достигнутые экспериментальные значения.

Физически преимущества объясняются тем, что предлагаемое крыло имеет в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовой части (фиг.2), а верхняя поверхность спроектирована так, что максимальное разрежение на ней не превышает допустимых значений коэффициента давления на расчетном режиме для всех сечений (фиг.7-1 до 7-6) и поэтому волновые потери являются относительно слабыми. К тому же уменьшение углов наклона верхней поверхности концевой части профилей на предлагаемом крыле устраняет возможность возникновения ранних срывов на расчетных крейсерских и взлетно-посадочных режимах.

Предлагаемое линейное изменение углов крутки профилей ϕ_i в сочетании с законом изменения вогнутости профилей по размаху уменьшает отрицательное значение продольного момента при нулевой подъемной силе Moz, что снижает потери на балансировку, уменьшает отрицательное нагружение горизонтального оперения, увеличивает суммарную подъемную силу самолета в целом.

Однако расчеты и эксперименты показали, что при этом остальные параметры крыла должны быть также оптимальными и соответствовать следующим значениям: удлинение крыла λ=9-11, сужение η=3,5-4,2, угол установки крыла ϕ_o=-2,5 градусов.

Отмеченные выше преимущества и свойства подтверждены расчетами и испытаниями.

Скоростное крыло дозвукового самолета, состоящее из центроплана и консолей, выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3,5-4,2, обеспечивающее выполнение полета в диапазоне эксплуатационных скоростей до М_расч˜0,72, отличающееся тем, что крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и переднего наплыва с единым базовым профилем так, что профили от корневого до концевого имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,015÷0,02 в хвостовых частях профиля с изменяемым положением по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля, при этом относительная толщина крыла 0,165÷0,13, углы крутки профилей ϕ_i меняются от +1,5 до -1,5° по линейному закону, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки σ≤6÷7°.