Крыло летательного аппарата

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с пониженным уровнем шума на местности.

Предшествующий уровень техники

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Предлагаемое техническое решение направлено на обеспечение высокого значения аэродинамического качества и для снижения уровня шума на местности за счет возможности проектирования крыла без предкрылка или с бузщелевым предкрылком и упрощенным однощелевым закрылком при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≤0.8).

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.

Известны различные технические решения стреловидных крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла.

Известно несколько примеров самолетов с пониженным уровнем шума за счет применения ламинаризации верхней поверхности крыла.

Известен самолет HA-420 Honda Jet разработанный компанией Honda. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040км с максимальной скоростью 790км/ч. (см. патент US D469054S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость и дальность, как следствие низкая топливная эффективность.

Известен самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. (Гражданская авиация/ ред. Джим Винчестер;пер. с англ. М.М. Михайлова.-М.: АСТ:Астрель, 2010,- 265с цв.ил.- (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200км с максимальной скоростью 780км/ч.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75 вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Судоп) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2406647. МПК В64С 3/14, опуб. 20.12.2010г.), взятое за прототип, выполненном с удлинением λ > 7, стреловидностью χ= 10-35° , содержащем сверхкритические профили, построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла и как следствие более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом настоящего изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, позволяющая увеличить величину аэродинамического качества, показатель топливной эффективности а также снизить уровня шума на местности за счет применения эфекта естественной ламинаризации на верхней поверхности крыла на дозвуковых скоростях полета М≤0.8 самолета со стреловидным крылом.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащее центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=7÷12, стреловидностью χ= 10-35° и содержащем сверхкритические профили, при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли выполненный со скруглением для более равномерного обтекания поверхности крыла, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и 9-10% 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.

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 - общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 – типовой профиль крыла,

на фиг. 3 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 4 — изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка крыла, 6- скругление передней кромки крыла, 7- скругление задней кромки крыла, 8 – бортовое сечение крыла, 9 – концевое сечение крыла, 10 – сверхкритический профиль

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷12 и стреловидностью χ=10÷35°, без излома по передней (4) и с изломом на задней (5) кромкам с скруглением (6) и (7) по передней и задней кромке на участке 27-35% размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 16% в бортовом сечении (8) и уменьшается до 9% в концевом сечении (9) (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

Крыло содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 2), с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60% на нижней поверхности.

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: М=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М=0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды – положением заднего лонжерона и интерцепторов.

Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла,

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) 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÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.75÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.8 (Фиг.4) 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=0.8-0.82.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что 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, при этом относительная толщина профиля крыла меняется от с 18% в бортовом сечении до 11-13% в области 27-35% от его размаха и до 8-9% в концевом сечении крыла, сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60% на нижней поверхности.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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.

Система информационного обеспечения метода скрытного наведения летательных аппаратов (ЛА) в зоне обнаружения импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС) содержит формирователь косвенных измерений, формирователь оценок, регулятор. Формирователь оценок содержит фильтр дальномерного канала, фильтр канала курса, фильтр угломерного канала. Обеспечивается скрытное наведение ЛА в зоне обнаружения ИД РЛС. 8 ил.

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ7÷12, стреловидностью χ10÷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.

Наверх