Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено со стреловидностью χ = -20 ÷ -40° и содержит сверхкритические профили. Относительная толщина профилей имеет величину 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 0 до 80% размаха. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=0÷0,1° в бортовом сечении. В сечениях центроплан имеет отрицательную закрученность ε = -0,2 ÷ -1,5°. Сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε = -1,6 ÷ -2,0° и содержат концевые поверхности с положительной величиной стреловидности. Изобретение направлено на улучшение технико-эксплуатационных характеристик. 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике.

Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамиеского качества, топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.9.

Предшествующий уровень техники

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. В компоновках современных самолетов со скоростью полета М=0.8 и более, наряду с крыльями прямой (положительной, χп.к>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, χп.к.<0) стреловидности.

Известно крыло самолета Northrop Grumman Х-29 (см. Знакомтесь: компьютер Под ред. В. М. Курочкина., стр 226-227, Москва, Мир, 1989 г.], выполненное с отрицательной (обратной) стреловидностью χ=-20÷40°.

Известно крыло самолета Су-47 "Беркут" (см. http://www.airwar.ru/enc/fighter/s37.html.), выполненное с отрицательной (обратной)стреловидностью χ1/4=-20÷-40°.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарат (Патент РФ №2266233 МПК В64С 3/10, опуб. 20.12.2005 г.), с обратной (отрицательной) стреловидности χ1/4=-20-40°, содержащее законцовки такой же стреловидности, отличающееся тем, что законцовки развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности χп.к.р.з.≥0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χп.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.

Общим для всех недостатком схемы крыла с обратной стреловидностью является эффект упругой дивергенции (скручивание с последующим разрушением) и статической неустойчивости самолета с таким крылом в полете на высоких скоростях.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 при обеспечении безотрывного обтекания крыла и высокого уровня несущих свойств.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются

тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные и выполнены со стреловидностью до χ=-20÷-40°, содержащем сверхкритические профили, относительная толщина профилей имеет величину порядка 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7-8% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 0 до 80% размаха, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=0÷0.1° в бортовом сечении, в сечениях центроплана имеет отрицательную закрученность ε=-0.2÷-1.5°, сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε=-1.6÷-2.0°, содержащее концевые поверхности с положительной величиной стреловидности. Крыло сформировано по семи базовым сечениям полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

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 консоли крыла;

на фиг. 3 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла;

на фиг. 4 - распределение крутки вдоль размаха крыла;

на фиг. 5 - сравнение зависимости Cy=f(α) модели предлагаемого летательного аппарата с крылом обратной стреловидности в сравнении с прототипом.

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка крыла; 5 - задняя кромка крыла; 6 - концевые поверхности с положительной величиной стреловидности; 7 - профиль крыла; 8 - закон распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 9 - закон распределения геометрической крутки (ε) сечений по размаху (z) крыла.

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), и необходимых функциональных систем, передняя (4) и задняя (5) кромки крыла при виде сверху прямолинейная и выполнена со стреловидностью до χ=-20÷-40°, содержащем сверхкритические профили (7) (фиг. 2), относительная толщина профилей (8) (фиг. 3) имеет величину порядка 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 0 до 80% размаха, крыло спроектировано с положительной закрученностью (9) (фиг. 4) ε=0÷0.1° в бортовом сечении, в сечениях центроплана имеет отрицательную закрученность ε=-0.2÷-1.5°, сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε=-1.6÷-2.0°, содержащее концевые поверхности с положительной величиной стреловидности (6). Крыло сформировано по семи базовым сечениям полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от изгиба на крыле обратной стреловидности происходит резкое увеличение местных углов атаки вдоль размаха крыла, наиболее значительное на концах крыла. Это способствует резкому нарастанию аэродинамической нагрузки (Суα) на крыле, которая при определенных скоростных напорах возрастает асимптотически (неограниченно). Появление асимптотики в нарастании нагрузки (Суα) при больших скоростных напорах связывается с возникновением аэроупругой дивергенции крыла.

Использование предложенного крыла благодаря процедуре многопараметрической оптимизации может позволить, уменьшить закрутку сечений вдоль размаха крыла в сторону снижения местных углов атаки и способствует уменьшению нагрузки на крыло при больших скоростных напорах, доводя ее до уровня нагрузки, действующей на жестком крыле.

Выполнено сравнение несущих свойства Су(α) предложенного варианта с крылом обратной стреловидности с прототипом, фиг. 5. Показано, что применение предложенного изобретения приводит к увеличению величины коэффициента подъемной силы модели летательного аппарата при околокритических и закритических углах атаки.

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

- увеличивает несущие свойства (Су) крыла и всего летательного аппарата при больших скоростях полета.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана и консоли и содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные и выполнены со стреловидностью χ = -20 ÷ -40° и содержат сверхкритические профили, относительная толщина профилей имеет величину порядка 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 0 до 80% размаха, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=0÷0,1° в бортовом сечении, в сечениях центроплан имеет отрицательную закрученность ε = -0,2 ÷ -1,5°, сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε = -1.6 ÷ -2,0° и содержат концевые поверхности с положительной величиной стреловидности.



 

Похожие патенты:

Беспилотный самолет содержит несущий корпус, крыло с аэродинамическими органами управления, силовую установку, включающую двигатель, воздухозаборник и сопло, шасси и бортовую радиолокационную станцию.

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.

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°.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям авиационных беспилотных противолодочных и противокорабельных комплексов. Летающий робот-носитель ракет (ЛРНР) содержит фюзеляж, несущее крыло, хвостовое оперение, бортовую систему управления, обеспечивающую автономное или дистанционное управление, бортовой источник питания, авиационные противолодочные и/или противокорабельные ракеты.

Изобретение относится к средствам военной техники, в частности к конструкциям ракетных комплексов. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным самолетом-вертолетом включает платформу, содержащую стартовую станцию, энергетическую установку и блок управления полетом беспилотной многовинтовой системы (БПМС).

Изобретение относится к способу беспроводной передачи энергии с одного беспилотного летательного аппарата (БЛА) на другой. Для этого лазерным лучом с одного из БЛА облучают установленный на другом БЛА фотоприемник, который преобразует энергию этого лазерного луча в электрическую для зарядки аккумулятора и/или питания его бортового оборудования, при этом используют не менее двух размещенных цепью БЛА, на каждом из которых устанавливают фокусирующую оптическую систему, при прохождении через которую диаметр лазерного луча уменьшается.

Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным системам передачи информации с помощью летательных аппаратов. Привязной коптер содержит каркас с размещенными на нем электродвигателями с автоматами перекоса винтов, системой управления с гироскопом и радиоэлектронной аппаратурой, гибкую тягу в виде силового, энергетического и информационного кабеля.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР) имеет фюзеляж с крылом и хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), отделяемую управляемую ракету.

Изобретение относится к области термоэмиссионного преобразования тепловой энергии в электрическую, а именно к термоэмиссионным преобразователям (ТЭП), которые могут использоваться в составе систем тепловой защиты и бортовых источников электрической энергии гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и со сверхкритическими профилями.

Изобретение относится к конструкции многовинтовых беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки и способам управления ими. Модульный многовинтовой беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус, установленные на нем на легкоразъемных соединениях консоли с двигателями и воздушными винтами, полетный контроллер, датчики, определяющие положение аппарата в воздухе и его динамику, датчик для определения местоположения осей вращения винтов каждой консоли, по крайней мере три датчика веса, грузовой контейнер.

Изобретение относится к области полевого растениеводства и может быть использовано при производстве сельхозпродукции. Устройство беспилотной авиатехнологии управления агрообъектами в экосистемах (1) включает лабораторно-управляющий комплекс (2), модуль визуального контроля состояния агрообъекта в экосистеме (4), блок передачи информации (3), беспилотный летающий аппарат (5), наземные технологические рабочие агрегаты (7).

Изобретение относится к области термоэмиссионного преобразования тепловой энергии в электрическую, а именно к использованию термоэмиссионных преобразователей (ТЭП) в составе систем тепловой защиты высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА).

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено со стреловидностью χ -20 ÷ -40° и содержит сверхкритические профили. Относительная толщина профилей имеет величину 10 в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8 в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 0 до 80 размаха. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε0÷0,1° в бортовом сечении. В сечениях центроплан имеет отрицательную закрученность ε -0,2 ÷ -1,5°. Сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε -1,6 ÷ -2,0° и содержат концевые поверхности с положительной величиной стреловидности. Изобретение направлено на улучшение технико-эксплуатационных характеристик. 5 ил.

Наверх