Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. У крыла передняя кромка при виде сверху выполнена прямолинейной, задняя кромка выполнена с наплывом. Профили сечений крыла имеют относительный радиус носков профилей, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с неизменным значением на участке от 65% размаха до конца крыла. Крыло с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5°, закон изменение крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 20 до 100% размаха крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.

В настоящее время при создании пассажирских самолетов помимо обеспечения безопасности и высокой скорости полета на первый план выходят критерии экологического воздействия на окружающую среду, такие как снижения выбросов вредных веществ в атмосферу и уровень шума на месности. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.78-0.88.

Предшествующий уровень техники

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуотации при крейсерских числах М=0.78-0.88.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.

Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003г.), выполненное с удлинением λ= 9-11, сужением η = 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 25-35° с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета (Патент №2600413, МПК В64С 3/10, опубл. 20.10.2016) Крыло состоит из центроплана, консоли. Крыло выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва. Задняя кромка выполнена с наплывом. Величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла  характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля..

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и в области 25-35% размаха крыла как следствие потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.

Сущность изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.

Техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и как следствие снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбрасов в атмосферу, при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.86.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде rн.≥1.0%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 65% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5˚ в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,

на фиг. 3 – распределение закрученности вдоль размаха крыла,

на фиг. 4- типовой профиль крыла,

на фиг. 5 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 6 – изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета и показатель топливной эффективности К*М

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка, 6 – излом 7 – наплыв, 8 – кривая распределения толщины сечений по размаху крыла, 9 - распределение крутки крыла по размаху крыла, 10 – сверхкритический профиль

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1)  (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней кромке (4) и изломом (6) и наплывом (7) на задней  кромки (5) крыла. Крыло имеет убывающий закон распределение толщины (8)  (Фиг. 2) сечений по размаху крыла  от 0 до 60% вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата (1)   спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5˚ (9) в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла (Фиг. 3).

Крыло содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 4), характеризуются тем, что значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%, выполнена небольшая модификация профиля крыла на участке от 60% до 100% вдоль хорды профиля крыла по сравнению с прототипом.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах ≈ 0.2÷0.5 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.4 (Фиг.6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.78-0.88.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, отличающееся тем, что профили сечения крыла имеют значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20 до 100% размаха крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения.

Изобретение относится к авиационной технике. Профиль крыла, у которого спереди в нижней части установлен выступ, с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14).

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета выполнено из композитного материала несимметричного двояковыпуклого профиля.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o.

Изобретение относится к авиастроению. Профиль содержит верхний выпуклый АВМС и нижний ANEDC контуры, соединенные передней А и задней С кромками, координаты которых заданы относительно хорды АС профиля.

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности.

Способ обеспечения летательного аппарата, имеющего фюзеляж и стреловидное крыло, сконфигурированные для ламинарного обтекания в условиях крейсерского полета, характеризуется тем, что обеспечивают аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа, имеющие значения толщины, хорды и формы вдоль размаха крыла.

Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано для создания летательного аппарата (ЛА), а также для создания несущих винтов для вертолетов, винтов для поршневых самолетов и гребных винтов для водного транспорта.

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения.

Изобретение относится к области авиационной техники. Система посадки беспилотного летательного аппарата (БПЛА) состоит из мобильной части (МЧ), закрепляемой на летательном аппарате, и посадочного элемента (ПЭ), закрепленного на стационарном или подвижном объекте.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам точной посадки беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Система посадки БПЛА самолетного типа состоит из интегрированной части, расположенной во внутренней полости фюзеляжа БПЛА и базовой части, установленной на стационарном или подвижном объекте.

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть использовано в конструкции автономных винтокрылых модулей вооружения. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом включает платформу, содержащую средства базирования со стартовой станцией, энергетическую установку и блок управления полетом беспилотной многовинтовой системой (БПМС).

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло самолета включает выдвижной предкрылок и основную часть крыла с выходами внутренних подводящих каналов для выдува струй воздуха.

Изобретение относится к авиационной технике. Профиль крыла, у которого спереди в нижней части установлен выступ, с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла.

Изобретение относится к грузовым самолетам. Рамповый грузовой самолет содержит центральную часть корпуса, определяемую габаритами грузового отсека, створку грузового отсека, расположенную перед регулярным сечением грузового отсека, в открытом положении обеспечивающую погрузку и выгрузку перевозимых объектов, нижнюю переднюю часть корпуса с ее верхней плоскостью, являющейся продолжением плоскости грузового пола и предназначенной для перемещения по ней груза, шасси с дополнительными стояночными опорами и возможностью преднамеренного изменения угла грузового пола относительно плоскости перрона от близкого к горизонтальному до угла, обеспечивающего закатку колесных грузов по рампе.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Аэродинамическая поверхность выполнена с аэродинамическим профилем и содержит переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю, основную и хвостовую части. Основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части.

Изобретение относится к способам и методам захвата и поражения беспилотных летательных аппаратов. Способ захвата малогабаритных беспилотных летательных аппаратов противника основан на уменьшение времени для захода на позицию БЛА для осуществления захвата БЛА.

Изобретение относится к области вычислительной техники. Технический результат заключается в улучшении возможностей работы пользователей. Способ содержит этапы, на которых: определяют, что предварительно заданное условие начала работы режима удовлетворяется; начинают предварительно определенный фотографический режим, при этом предварительно заданное условие начала работы режима содержит: прием предварительно определенной инструкции, отправленной от пользователя; обнаружение того, что пользователь находится в предварительно определенной позе; обнаружение того, что беспилотное воздушное транспортное средство или пользователь находится в предварительно определенном условии окружающей среды; при этом способ дополнительно содержит этапы, на которых: устанавливают связь с интеллектуальным устройством; принимают предварительно определенный параметр физиологической характеристики пользователя, полученный посредством интеллектуального устройства; определяют позу пользователя согласно предварительно определенному параметру физиологической характеристики. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ 7-11, сужением η 3-4.5 и стреловидностью χ 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. У крыла передняя кромка при виде сверху выполнена прямолинейной, задняя кромка выполнена с наплывом. Профили сечений крыла имеют относительный радиус носков профилей, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13 в бортовом сечении и уменьшается до 9 в концевом сечении с неизменным значением на участке от 65 размаха до конца крыла. Крыло с положительной закрученностью ε2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения с отрицательной закрученностью ε-2÷-3.5°, закон изменение крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 20 до 100 размаха крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

Наверх