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. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0.7-0.8 до 5% местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качество самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к дозвуковым самолетам со стреловидным крылом. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Предшествующий уровень техники

В настоящее время при создании пассажирских самолетов необходимо достижения множества различных ограничений которые иногда противоречат друг другу. Основными целями при проектировании современных крыльев остается повышение величины аэродинамического качества и критерия топливной эффективности и высокой скорости полета и как следствие снижение экологического воздействия на окружающую среду. 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.

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 1997 г.), 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 качества, критерия топливной эффективности и как следствие снижение экологического воздействия на окружающую среду, снижения выбросов вредных веществ в атмосферу, при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.88.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части равным Кн=0.7-0.8 до 5 % местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

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 - типовой профиль крыла,

на фиг. 3 показаны средние линии характерных продольных сечений крыла,

на фиг. 4 – распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха 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 чертежах цифрами показаны следующие позиции:

1 - стреловидное крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка крыла, 6 - излом задней кромки крыла, 7 - наплыв на задней кромки крыла, 8 – суперкритический профиль, 9 – средняя линия профиля, 10 – «полочный» участок на средней линии профиля, 11 - убывающий закон распределение толщины () сечений по размаху () крыла.

Раскрытие изобретения

Стреловидное крыло (1) (Фиг. 1) состоящее из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=25÷35°, без изломов по передней кромке (4) и изломом (6) и наплывом (7) на задней кромке (5) крыла и суперкритическими профилями (8) (фиг.2) со средними линиями (9) особенность которых состоит в наличии "полочного" участка (10). Обводы передней части профилей (до ≈5 местных хорд) имеют коэффициент наполнения Кн =0,70-0,80 (фиг.3). Крыло имеет убывающий закон распределения толщины () (11) (Фиг. 4) сечений по размаху () крыла от 0 до 60% вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении (=0) и уменьшается до 8-9% в концевом сечении (=1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

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 ≈ 0.1÷0.6 в диапазоне чисел Маха М=0.78÷0.88 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.5 (Фиг.6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

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

- высокие значения коэффициентов аэродинамического качества и топливной эффективности 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 содержит сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, отличающееся тем, что профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0.7-0.8 до 5% местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.



 

Похожие патенты:

Предлагается крыло летательного аппарата, имеющего обратную стреловидность у корня крыла и прямую стреловидность в концевой части крыла. Соотношение между прямой и обратной стреловидностью подобрано таким образом, что при любом отклонении элеронов не происходит смещения аэродинамического фокуса относительно центра тяжести 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.

Изобретение относится к стреловидным крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=9-12, стреловидностью χ=10-35° и содержит сверхкритические профили.

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.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35°.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения, сужающегося от носа самолета к хвосту.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.

Самолет // 2597742
Изобретение относится к области моделирования самолетов. Самолет содержит фюзеляж с кабиной управления, крылья с элеронами и закрылками, хвостовое оперение, двигатель и шасси.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки. Беспилотный малозаметный самолет ВВП снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке или на переходных режимах полета в комбинированной СУ с парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете.

Кайт // 2686360
Изобретение относится к авиации. Кайт содержит ручки, купол, купольные стропы, соединенные с куполом, стропы управления, соединенные с купольными стропами с одной стороны и ручками с другой, силовые стропы, соединенные с ручками и купольными стропами, и кайткиллеры, каждый из которых выполнен в виде троса с возможностью сохранения связи между пилотом и куполом при прекращении передачи усилия на снаряжение пилота через ручку.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых беспилотных летательных аппаратов. Мультикоптер содержит электродвигатели с несущими винтами и кольца из полимерного материала, установленные вокруг несущих винтов.

Кайт // 2684879
Изобретение относится к авиации. Кайт содержит планку, купол, купольные стропы, соединенные с куполом, центральную стропу, стропы управления, соединенные с купольными стропами с одной стороны и планкой с другой, силовые стропы, соединенные с центральной стропой и купольными стропами, чикенлуп, соединенный с центральной стропой.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в автоматических комплексах поражения противника. Беспилотный ударный комплекс содержит летательный аппарат с боевым элементом и снабжен блоком управления, спутниковой навигационной системой, видеокамерой, дальномером, определяющим расстояние от БЛА до цели и электрически связанным с блоком управления, а блок управления обеспечивает срабатывание боевого элемента при заданном расстоянии до цели.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Модульная конструкция БЛА ВВП включает силовой элемент несущей балки 2, жестко размещенный внутри корпуса фюзеляжа (1), крыло (6), силовую установку (5), аккумуляторную батарею (16).

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам стыковки беспилотных летательных аппаратов. Стыковочная система беспилотного летательного аппарата содержит установленную на стыкуемом объекте стыковочную штангу с устройством стыковки и приемное стыковочное устройство.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в автоматических комплексах поражения противника. Беспилотный ударный комплекс содержит летательный аппарат с боевым элементом и снабжен блоком управления, спутниковой навигационной системой, видеокамерой, дальномером, определяющим расстояние от БЛА до цели и электрически связанным с блоком управления, а блок управления обеспечивает срабатывание боевого элемента при заданном расстоянии до цели.
Способ реализуют с использованием одного или группы носителей сети, на которых закреплена сеть с возможностью свертывания, развертывания и отделения, ориентированная вертикально относительно поверхности земли.

Изобретение относится к области вычислительной техники. Технический результат заключается в улучшении возможностей работы пользователей.

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. При виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом и изломом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли, выполненный со скруглением. Относительные толщины профилей крыла меняются от с 18% в бортовом сечении до 11-12% в области 27-35% от его размаха и 8-9% в концевых сечениях крыла. Сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60 на нижней поверхности. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности. 4 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. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн0.7-0.8 до 5 местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40 местных хорд, имеющей полочный характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15 в бортовом сечении и уменьшается до 8-9 в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65 размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качество самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

Наверх