Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5 и имеет сверхкритические профили. Передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15÷17% в бортовом сечении до 10÷11% в концевых сечениях крыла, с меняющимся по размаху законом распределения геометрической крутки от 0.0-0.5° в бортовых сечениях до -0.1÷-1.0° в концевых сечениях. Крыло позволит увеличить максимальное аэродинамическое качество ΔКмах≈0.1÷1.1 и улучшить показатель топливной эффективности на 3÷7%. Изобретение направлено на повышение взлетно-посадочных характеристик при отсутствии предкрылка и обеспечение естественной ламинаризации обтекания поверхности. 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения, в том числе легких реактивных и административных самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.

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

Известны различные технические решения 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 аналогичным предлагаемому крылом.

Известен самолет НА-420 Honda Jet с крылом, разработанный компанией Honda. Мотогондолы двигателей установлены на крыле на пилоне. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040км с максимальной скоростью 790 км/ч (см. патент US D469054 S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая дальность, как следствие низкая топливная эффективность.

Известен легкий административный самолет Embraer Phenon 300, со стреловидным крылом, разработанный бразильской фирмой Embraer (см. интернет-сайты www. Business-jet.ru, www. Embraer.com, информация от 22.06.2008). Самолет предназначен для перевозки до 10 пассажиров на расстояние до 3300 км с максимальной скоростью 834 км/ч.

Известно принятое за прототип стреловидное крыло (Патент РФ №2314971, МПК В64С 3/10, опуб. 20.01.2008 г.) с удлинением λ=9-11 и сужением η|=3.5-4.2. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и передним наплывом с единым базовым профилем.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: относительно большие потери аэродинамического качества при числе Маха М>0,75, вызванные влиянием элементов конструкции самолета (пилонов, мотогондол и других элементов), и как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла; уменьшение предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Судоп) и, следовательно, снижению безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка конструкции крыла, позволяющая снизить вредное влияние элементов крыла, увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровень шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета на дозвуковых скоростях полета М=0.8-0.85.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинением λ=8+11, сужением η|=3.0+4.2 и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-17% в бортовом сечении до 10+11% в концевых сечениях крыла, с меняющейся по размаху законом распределения геометрической крутки от 8=0.0+0.5° в бортовых сечениях до -0.1+-1.0° в концевых сечениях.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 - типовой профиль крыла,

на фиг. 3 - характерные величины распределение давления в сечениях крыла,

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

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=8+11 и сужением η|=3+4.5, передняя кромка 4 при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом 5 и наплывом 6, задняя кромка 7 выполнена прямолинейной. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 15-46% в бортовом сечении 8 и уменьшается до 10+11% в концевом сечении 9 (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 75% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью ε=0.0+0.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-0.1+-1.0°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер.

Крыло содержит сверхкритические профили 10 (Фиг. 2), обеспечивающие реализацию необходимых значений коэффициентов момента тангажа и сопротивления во всем диапазоне эксплуатационных режимов.

Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, (учитывающего влияние на обтекание крыла на режиме М>0,75 таких элементов конструкции, как пилоны, мотогондолы и другие элементы крыла) состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета. 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 благоприятный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.

Были выполнены экспериментальные исследования предлагаемого крыла. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата может обеспечить величину аэродинамического качества Кмах~16 в условиях аэродинамической трубы. По сравнению с эксплуатируемыми аналогами и прототипом позволяет обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества АКмах ~ 0.1+1.1 в диапазоне чисел Маха М 0.78+0.85 и топливной эффективности ΔКмах*М ~ 0.1+0.75 (Фиг.4) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета и повысить величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Судоп) на 2+4%.

Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, скорости полета, кроме того оно может быть использовано для снижения уровня шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне в хвостовой части фюзеляжа выше верхней поверхности крыла, обеспечивающее экранирующее воздействие от планера при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М~0,8).

Важнейшими преимуществами предлагаемого решения так же являются возможность расширения условий базирования за счет увеличения клиренса, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП; благоприятные возможности для применения управляемого вектора тяги (улучшение топливной эффективности).

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.78-К).85.

Использование прямого крыла упрощает и облегчает конструкцию, позволяет получить высокие взлётно-посадочные характеристики при отсутствии предкрылка и обеспечивает естественную ламинаризацию обтекания поверхности.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5, отличающееся тем, что крыло содержит сверхкритические профили, передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15÷17% в бортовом сечении до 10÷11% в концевых сечениях крыла, с меняющимся по размаху законом распределения геометрической крутки от ε=0.0÷0.5° в бортовых сечениях до (-0.1)÷(-1.0)° в концевых сечениях.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили.

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 авиационной техники, в частности к конструкциям ракетных комплексов. Беспилотный авиационный ракетный комплекс (БАРК) с автономным реактивным самолетом-носителем ракет, имеющим фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), бортовой источник питания, отделяемую противокорабельную ракету (ПКР), состыкованную посредством узла отделения с носителем и предназначенную для поражения надводной цели (НЦ).

Изобретение относится к доставке грузов с применением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Система доставки груза включает опорную поверхность, размещенную на опорной поверхности навигационную станцию с площадкой для приема БПЛА, взаимодействующего по беспроводному каналу связи с указанной площадкой, центр управления, систему крепления груза.

Изобретение относится к области авиационной промышленности, и может быть использовано при разработке беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Беспилотный летательный аппарат включает фюзеляж, снабженный приборным отсеком с постоянной полезной нагрузкой, антенным хозяйством и блоком питания, и соединенные с ним крылья.

Изобретение относится к автоматическим авиационным ударным комплексам. Беспилотный ударный комплекс содержит летательный аппарат с боевым элементом и снабжен блоком управления, спутниковой навигационной системой, видеокамерой, дальномером, электрически связанным с блоком управления.

Система информационного обеспечения метода скрытного наведения летательных аппаратов (ЛА) в зоне обнаружения импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС) содержит формирователь косвенных измерений, формирователь оценок, регулятор.

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.

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.

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ8÷11, сужением η3.0÷4.5 и имеет сверхкритические профили. Передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25 размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15÷17 в бортовом сечении до 10÷11 в концевых сечениях крыла, с меняющимся по размаху законом распределения геометрической крутки от 0.0-0.5° в бортовых сечениях до -0.1÷-1.0° в концевых сечениях. Крыло позволит увеличить максимальное аэродинамическое качество ΔКмах≈0.1÷1.1 и улучшить показатель топливной эффективности на 3÷7. Изобретение направлено на повышение взлетно-посадочных характеристик при отсутствии предкрылка и обеспечение естественной ламинаризации обтекания поверхности. 4 ил.

Наверх