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 χ_1/4= 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 χ_1/4= 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 χ_1/4= 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 r_н.≤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 К_н =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 М_крейс=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.