Стреловидное крыло

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкции стреловидного крыла самолета. Цель изобретения увеличение аэродинамического качества на числах M 0,7 0,8. Цель достигается тем, что срединные линии профилей скользящей части 3 крыла 1 выполнены таким образом, что произведение квадрата положения максимальной кривизны на среднее значение кривизны а угол между хордой сечения и касательной к серединной линии в концевой точке профиля составляет величину менее 6°. 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и преимущественно к дозвуковым самолетам со стреловидным крылом. Цель изобретения увеличение аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета самолета со стреловидным крылом. На фиг. 1 изображено стреловидное крыло; на фиг. 2 характерные срединные линии и опорные геометрические параметры продольных сечений крыла; на фиг. 3 изменение показателя К_макс М от соотношения опорных геометрических параметров; на фиг. 4 соотношение между максимальной кривизной срединной линии и ее средним значением; на фиг. 5 влияние числа Маха на угол срыва потока вблизи задней кромки профиля; на фиг. 6 область современных дозвуковых и сверхзвуковых профилей; на фиг. 7 расчетный анализ крыла с обводами, сформулированными на базе формулы предлагаемого изобретения. Стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 и скользящей части крыла 3, содержащей профили 4 со срединными линиями 5, которые характеризуются опорными геометрическими параметрами: максимальной кривизной 6, , средней кривизной 7, и положением максимальной кривизны 8, х_f, а также угол 9^о, γ₃ по задней кромке. Преимущество предлагаемого изобретения состоит в следующем, Сотрудниками предприятия проведен обширный комплекс исследований, включающий расчетные и экспериментальные работы, в результате которых была получена и экспериментально подтверждена закономерность по влиянию изменения соотношения опорных геометрических параметров срединной поверхности скользящей части стреловидных крыльев на показатель топливной эффективности. Максимальная величина К_макс М, т.е. минимальный коэффициент топливный эффективности q реализуется при прочих равных условиях на крыле, ОГП срединной поверхности которого определены соотношением = 4000-5000. Предложенное формирование срединных линий профилей апробировано для отношений максимальной кривизны к ее среднему значению в данном сечении /= 1,4-1,5 для скользящей части стреловидного крыла (0,2) в диапазоне параметров: удлинение крыльев λ7-11, стреловидность крыльев х=20-35, максимальная толщина С%7-13. Срединные линии, удовлетворяющие указанному соотношению, располагаются в области, охватывающей современные дозвуковые и суперкритические профили и имеют срединные линии параболического типа. Для предотвращения срывных явлений в зоне задней кромки крыла и, как следствие, уменьшение аэродинамического качества, касательная к срединной линии в концевой точке профиля образует с хордой угол менее 6 градусов. Указанное ограничение в совокупности с реальным полууглом схода Θ современных профилей и полетным углом атаки α магистральных самолетов обеспечивает безотрывное обтекание крыла в горизонтальном полете до скоростей, соответствующих числам М=0,7-0,8. На фиг. 4 графически иллюстрируется апробированный экспериментальным и расчетным путем диапазон рассматриваемых в заявке соотношений между максимальной кривизной срединных линий профилей и ее средним значением f_ср. График на фиг. 5 иллюстрирует положение: угол между хордой сечения и касательной к срединной линии в концевой точке профиля (γ₃) составляет величину менее 6^о. Величина γ₃=6^о определяется как разность между предельным местным углом верхней поверхности по задней кромке α_м, при котором начинаются срывные явления ( α_cp) и суммой угла атаки α и полуугла схода Θ симметричной части рассматриваемого профиля γ₃=α_cp-(α+Θ) На фиг. 7 приведены результаты расчета крыла, обводы которого формировались с использованием формулы предполагаемой заявки и имели значения угла γ₃ в средней части крыла 6^о, в концевой части крыла 8^о. Из графика следует, что на расчетном режиме (М=0,8, С_у=0,5) линия отрыва потока практически совпадает с задней кромкой, т.е. составляющая профильного сопротивления минимальна. При большем угле между хордой сечения и касательной к средней линии зона отрыва смещается внутрь крыла против потока, в области задней части крыла происходит срыв потока и резко возрастает сопротивление.

Формула изобретения

СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО, выполненное с удлинением λ > 7, стреловидностью X^o 20 35^o и имеющее на скользящей части с 20% полуразмаха профили с относительной малой толщиной С 7 13% и срединными линиями положительной кривизны с отношением максимальной кривизны к ее среднему значению f/f_ср 1,4 1,5, отличающееся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества на числах M 0,7 0,8, срединные линии профилей скользящей части крыла выполнены таким образом, что произведение квадрата положения максимальной кривизны на среднее значение кривизны имеет соотношение xf^-2 f_ср 4000 5000, а угол между хордой сечения и касательной к срединной линии в концевой точке профиля составляет величину менее 6^o.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7