Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля. Обеспечивается повышение значений коэффициента подъемной силы Су, аэродинамического качества, топливной эффективности на крейсерских режимах полета. 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных беспилотных и региональных самолетов, так и для модернизации уже существующих летательных аппаратов.

Предшествующий уровень техники

Потеря подъемной силы крыла на закритических углах атаки и последующее сваливание являются одной из главных причин авиационных происшествий, особенно в легкой авиации общего назначения. Выход на закритические углы атаки может быть вызван как ошибками пилотирования, так и сильными порывами ветра. Поведение самолета во время сваливания зависит от многих факторов, среди которых можно выделить форму в плане (сужение и стреловидность); распределение крутки и профилировки по размаху; наличие устройств, провоцирующих или затягивающих отрыв потока (предкрылки, вихрегенераторы, щели, “зубья”, “запилы”, треугольные накладки на передней кромке); положение оперения относительно крыла; загрязнение передней кромки; обледенение и др.

Улучшения характеристик сваливания можно достичь путем применения в компоновке крыла профилей с так называемым ”мягким” срывом, которые имеют достаточно большой диапазон Cy≈const в окрестности αкрит. Проектированию подобных профилей для беспилотных летательных аппаратов посвящены работы. В них требование “мягкого” срыва сочеталось с требованием высокого аэродинамического качества за счет протяженных участков ламинарного пограничного слоя на верхней и нижней поверхностях профиля. При преждевременной турбулизации резко ухудшаются не только характеристики сопротивления, но и несущие характеристики.

Известны различные схемы крыльев современных беспилотных летательных аппаратов (БЛА).

Известно крыло БЛА IAI Heron (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005 г., стр 445-500). выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.

Известно крыло MQ-1 Predator (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005г., стр 445-500) выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, БЛА “Орион” (http://kronshtadt.ru/products/bespilotny-e-sistemy-i-robototehnika/ae-rokosmicheskie-sistemy/kompleksy-s-bla/) состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 20-80% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 20 до 100% профиля.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла после величин углов атаки α соответствующих максимальным значения коэффициента подъемной силы Су и как следствие резкое снижение несущих свойств БПЛА, что может привести к потери БПЛА.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств на крейсерском режиме полета и сохранение несущих свойств самолета БПЛА после значений Сумах без значительных ухудшений и снижения коэффициента сопротивления Сх.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, состоящем из состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%, отличается тем что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.

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 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для предлагаемого крыла и крыла прототипа,

на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх для предлагаемого крыла и крыла прототипа

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – сверхкритический профиль

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная,

Крыло содержит сверхкритические профили (4) (фиг. 2). Типичный профиль крыла имеет величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.

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

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 эксплуатировать летательный аппарат в большом диапазоне углов атаки α без ухудшение несущих свойств, очень плавный характер срыва с затянутым участком Су≈const (Фиг. 3) и при улучшении коэффициетта сопротивления на 2-5% (Фиг. 4), что позволит эксплуатировать летательный аппарат большее количество времени без дозаправки.

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

- высокие несущие свойства и топливная эффективность на эксплуатационных режимах полета.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащее сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, отличающееся тем, что величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.5%, отличающееся тем, что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Первый аэродинамический профиль использован для основания крыла.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.

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 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 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.

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 летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.5. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85 хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50 хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100 профиля. Обеспечивается повышение значений коэффициента подъемной силы Су, аэродинамического качества, топливной эффективности на крейсерских режимах полета. 4 ил.

Наверх