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 = 2-4.5 и стреловидностью χ = 15-25° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху на одном участке прямая, а на другом стреловидная. Задняя кромка выполнена прямой. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14,5% в бортовом сечении и уменьшается до 9,5% в концевом сечении с неизменным значением на участке от 0,65 размаха крыла и до его конца. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε = 1-1,15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε = -1÷-2°. Закон изменения крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 0,2 до 1 размаха крыла. Изобретение направлено на снижение шума на местности. 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке компоновок перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования за счет установки двигателей на верхней поверхности крыла при сохранении уровня аэродинамического совершенства на уровне передовых образцов летательных аппаратов.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что на первое место после безопасности выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам это, прежде всего, уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2035 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ. На магистральных самолетах обычной схемы, когда двигатели расположены на пилонах под крылом или по бокам в хвостовой части фюзеляжа, такой уровень шума не может быть получен, несмотря на совершенствование систем шумоглушения двигателя.

Предшествующий уровень техники

Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей расположенных на крыле.

Известен самолет YС-14 разработанный компанией Boeing. Самолет предназначен для перевозки до 150 пассажиров на расстояние до 4815км с максимальной скоростью 815км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4= 15-25°. (см. Зарубежное военное обозрение, 1975г. №9, стр 53-61).

Известен самолет Ан-72 разработанный ОКБ им Антонова. (см. Энциклопедия современной военной авиации, автор. Морозов В.П., часть 1, Москва, 2003г.). Самолет предназначен для перевозки до 68 пассажиров на расстояние до 4800км с максимальной скоростью 705км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4= 15-25°.

Общими недостатками для обоих самолетов является низкуая крейсерская скорость полета и низкое аэродинамическое качество из-за установки двигателей в области стыка крыла и фюзеляжа и как следствие этого низкую топливную эффективность.

Наиболее близким аналогом по технической сущности является модель самолета AMELIA разработанная в NASA. (Отчет NASA NASA/TM-2012-218950, 2012,- 392с). Модель самолета выполнена со стреловидным крылом и мотогондолой двигателя установленной на пилоне над передней кромкой крыла. Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200км с максимальной скоростью 780км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4=15-25°.

Недостатком рассмотренной компоновки является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75; вследствие образования нестационарных аэродинамических взаимодействий в области между фюзеляжем и мотогондолой двигателя которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменение режима работы двигателя, влияющую на несущие свойства самолета и следовательно на топливную эффективность.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом заявленного изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, обеспечивающее наилучшую аэродинамическую интерференцию крыла, фюзеляжа и двигателя и обеспечение безотрывного обтекания верхней поверхности крыла при скорости полета соответствующей числу Маха М>0,76 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества, величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снижение уровня шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета и повышение топливной эффективности на ~10%.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что крыло летатетльного аппарата, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ= 15-25° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямым (без стреловидности) на участке от 0 (стык крыла с фюзеляжем) до ≈0.2 размаха крыла, от 0.2 до 1 стреловидная, задняя кромка выполнена прямолинейной (без стреловидности), относительная толщина профилей имеет величину порядка 14.5% в бортовом сечении и уменьшается до 9.5% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 0.65 размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=1-1.15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-1÷-2°, 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 фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1 - крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – прямая передняя кромка крыла, 5 – стреловидная передняя кромка крыла, 6 – задняя кромка, 7 - убывающее распределение толщины () сечений по размаху () крыла, 8 - распределение крутки крыла по размаху () крыла,9 – 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=2÷4,5 и стреловидностью χ=15÷25°, передняя кромка крыла при виде сверху прямая (4) (без стреловидности) на участке от 0 (стык крыла с фюзеляжем) до ≈20% размаха крыла, от 20% до 100% стреловидная (5), задняя кромка (6) выполнена прямолинейной (без стреловидности).

Крыло имеет убывающий закон распределение толщины () (7) (Фиг. 2) сечений по размаху () крыла  от 0 до 0.6 вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14.5% в бортовом сечении и уменьшается до 9.5% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 0.65 размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата 1  спроектировано с положительной закрученностью (8) ε=1-1.15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-1÷-2°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 0.2 до 1 размаха крыла(Фиг. 3).

Крыло сформировано по восьми 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.

Крыло содержит сверхкритические профили (9) (Фиг. 4).

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.

Применение предложенного решения может обеспечить снижение шума на местности по сравнению с эксплуатируемыми самолетами за счет экранирующего воздействия планера самолета на величину до 40%, на участке перед и под мотогондолой.

Обеспечивает скорость полета до М=0.76-0.8. Позволяет обеспечить снижение шума на местности и повышение топливной эффективности на ~10%.

Важнейшими преимуществами предлагаемого решения так же являются: возможность установки на самолете двигателей большой и сверхбольшой двухконтурности (отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур) 12 и более, увеличенного диаметра вследствие снятия ограничения на их размеры при размещении над крылом; возможность расширения условий базирования за счет увеличения клиренса, уменьшения шума на местности за счет экранирования шума, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП; благоприятные возможности для управления вектором тяги (улучшение топливной эффективности).

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ = 15-25° и содержит сверхкритические профили, отличающееся тем, что

передняя кромка крыла на участке от 0, соответствующем стыку крыла с фюзеляжем, до 0.2 размаха крыла при виде сверху прямолинейная,

на участке от 0.2 до 1 передняя кромка крыла при виде сверху выполнена стреловидной,

задняя кромка крыла при виде сверху выполнена прямолинейной,

относительная толщина профилей имеет величину порядка 14.5% в бортовом сечении и уменьшается до 9.5% в концевом сечении неизменным значением на участке от 0.65 размаха крыла и до его конца,

при этом крыло спроектировано с положительной закрученностью ε = 1-1.15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε = -1÷-2°, закон изменения крутки по размаху имеет линейный убывающий характер в диапазоне от 0.2 до 1 размаха крыла.