Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью до χ = 35° и содержащим сверхкритические профили. Крыло сформировано из четырех кусочных сегментов. Крыло содержит переднюю кромку крыла, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва. Задняя кромка крыла выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 40% и до его конца. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении. Концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25 до 100% размаха крыла. Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации. Изобретение направлено на обеспечение крейсерских скоростей полета Мкрейс=0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности. 6 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 и 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 M=0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.

Предшествующий уровень техники

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.

Известно крыло самолета Боинг В-777-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 230-231, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=30-35°.

Известно крыло самолета Эрбас A330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост.Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=30-35°.

Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=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 РФ №2600413. МПК В64С 3/10, опуб. 20.10.2016 г.), состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-35° и содержащем сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что 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 rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме 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. Крыло сформировано по девяти базовым сечениям полученным при помощи трехэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по первым трем сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по третьему, четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0.84 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 обеспечение высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и выполненным с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащим сверхкритические профили, причем крыло сформировано из четырех кусочных сегментов и содержит переднюю кромку, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва, а задняя кромка выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла, ПРИ этом крыло выполнено из сверхкритических профилей, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13-14% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100%.

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 - распределение нагрузки по размаху крыла;

на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества К и показателя топливной эффективности К*М от числа Маха крейсерского полета.

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1 - стреловидное крыло летательного аппарата, 2 - центроплан, 3 - консоль крыла, 4 - передняя кромка крыла, 5 - задняя кромка крыла, 6, 7, 8, 9 - изломы задней кромки крыла, 10 - профиль крыла, 11 - убывающий закон распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 12 - 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), выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4.5 и стреловидностью до χ=35°, без наплыва и излома по передней кромке (4) и с множественным изломом (6), (7), (8), (9) на задней кромке (5) крыла.

Сечения крыла образованы выбранными профилями (10) (фиг. 2). Крыло создается на базе пространственной поверхности, включающей определенные формы средних линий, закон распределения относительных толщин (11) (фиг. 3) с величинами порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% размаха крыла и до его конца и закона изменения геометрической крутки каждого профиля по размаху (12) (фиг. 4) с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3,6°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100% размаха крыла. Все характеристики находятся при решении задач оптимизации при заданных условиях полета.

Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (Фиг. 5). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.

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=0.85÷0.9 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 аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета в диапазоне чисел Маха Mкрейс=0.84-0.9.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащим сверхкритические профили,

отличающееся тем, что крыло сформировано из четырех кусочных сегментов и содержит переднюю кромку крыла, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва,

а задняя кромка выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла,

при этом относительная толщина профилей имеет величину порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 40% размаха крыла и до его конца,

крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.6°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25 до 100% размаха крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено со стреловидностью χ = -20 ÷ -40° и содержит сверхкритические профили.

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.

Предложен микроэлектронный модуль для воздействия на поток текучей среды. Модуль содержит по меньшей мере один преобразователь напряжения для преобразования поданного первого напряжения в более высокое, более низкое или равное ему второе напряжение.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено со стреловидностью χ = -20 ÷ -40° и содержит сверхкритические профили.

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 авиационной технике. Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ 7-11, сужением η 3-4.5 и стреловидностью до χ 35° и содержащим сверхкритические профили. Крыло сформировано из четырех кусочных сегментов. Крыло содержит переднюю кромку крыла, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва. Задняя кромка крыла выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 13÷14 в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9 в концевом сечении, монотонно убывая на участке от 40 и до его конца. Крыло спроектировано с положительной закрученностью ε2÷2.5° в бортовом сечении. Концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε-2÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25 до 100 размаха крыла. Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации. Изобретение направлено на обеспечение крейсерских скоростей полета Мкрейс0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности. 6 ил.

Наверх