Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей. Крыло выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°. Передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными. Задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление. Значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет rн≥0,9%. Распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений C70%≥7% хорды толщины хвостовой части профиля. Средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды, кроме концевых профилей крыла. Изобретение направлено на повышение подъемной силы. 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамиеского качества и топливной эффективности при проектирование перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется безопасности полета. Одним из важнейших критериев оценки безопасности является величина предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Судоп.

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

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцев Н.Н., стр 21-23, Техническая информация, ЦАГИ, 1993 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ1/4=20-28°.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2063365. МПК В64С 3/10, опубл. 09.02.1995 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ1/4=20-28° и установленное на фюзеляже с углом заклинения φзакл=3-4°. Бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой fcp=0,7-1%, максимальное fмакс=1,2-4% и установленный с углом заклинения φзакл=1,9-2,6°, при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением dfcp/dfзакл (0,65-0,75).

В качестве недостатка, который можно указать, является увеличение потерь аэродинамического качества при трансзвуковых скоростях.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №1580737. МПК В64С 3/14, опубл. 10.12.1995 г.), взятое за прототип, выполненном с удлинением λ=9,6-10,5, сужением η=3,5-4,0 и стреловидностью χ=25-30°, содержащее сверхкритические профили, средние линии крыла на участке от 10 до 40% местных хорд имеют "полочный" участок с отношением соответствующих ординат средних линий Ycp.л.(0.1)/Ycp.л.(0.4)=0,75-1,0 и с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0,7-0,8 до линии 10% местных хорд.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является наличие излома задней кромки крыла, обуславливающего неравномерное распределение толщины сечений по размаху крыла и, как следствие, локальное увеличение нагрузок на конструкцию крыла.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка конструкции крыла, позволяющей увеличить значение Судоп, необходимое для повышения безопасности полета, повысить аэродинамическое качество и улучшить показатель топливной эффективности на больших дозвуковых скоростях полета.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненом с удлинение λ=9,6-10,5, сужением η=3,5-4 и стреловидностью χ=25-30° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными, задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде составляет rн.≥0,9%, распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений c70%≥7% хорды толщины хвостовой части профиля, 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 со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2% от значение ординаты средней линии профиля крыла, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.пв.п.max≥0.75, (где ув.п. - значение ординаты верхней поверхности профиля крыла, ув.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности профиля крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля.

На фиг.1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг.2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,

на фиг.3 - типовой профиль консоли крыла,

на фиг.4 - характерное распределение толщины сечения крыла,

на фиг.5 - характерная средняя линия сечения крыла,

на фиг.6 - распределение нагрузки по размаху крыла,

на фиг.7 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,

на фиг.8 - изменение коэффициента Судоп от числа Маха М.

Центральная часть крыла ( 0.11 < z ¯ < 0.47 ) описывается сплайном со сшивкой первой производной с указанным линейным участком, внешняя часть крыла также задается сплайном со сшивкой первой производной на z ¯ = 0.78 (14 м). Профили консольной части имеют большую относительную толщину и большой коэффициент наполнения за счет большого радиуса, радиус носков (~10% по отношению к прототипу).

Крыло летательного аппарата 1 (фиг.1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с округлением 6 по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Благодаря отсутствию изломов по передней 4 и задней 5 кромке, крыло имеет более равномерное распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла 7 (фиг.2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими излом задней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.

Крыло содержит сверхкритические профили 8 (фиг.3), характеризующиеся увеличенными радиусами носков 9 (увеличенным коэффициентом наполнения передней части) rн≥0,9%, распределениями толщин сечений профилей крыла 10 (фиг.4) и средними линиями 11 (фиг.5).

Распределения толщин сечений профилей крыла 10 (фиг.4) характеризуются положением максимальной толщины профиля 12 на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной толщиной хвостовой части профиля: толщина профиля на 70% хорды крыла 13 c70%≥7% хорды профиля. Увеличение толщины хвостовой части профилей крыла позволяет в дальнейшем спроектировать закрылки с увеличенными радиусами передней кромки, имеющие высокую аэродинамическую эффективность.

Средние линии профилей 11 (фиг.5) характеризуются продолжительным вогнутым участком 14 в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом 15 в хвостовой части профиля, характеризующейся значениями максимальной ординаты средней линии 16 уср.л.max=1÷2% от значение ординаты средней линии сечения крыла, причем это значение возрастает от центроплана к концевым сечениям крыла.

Подобный характер распределений толщин и форм средних линий обуславливает то, что форма верхней поверхности профилей 17 (фиг.3) характеризуется продолжительным участком малой кривизны 18 на участке 20-75% хорды профиля и определяемым соотношением ув.пв.п.max≥0.75 (где ув.п. - значение ординаты верхней поверхности сечения крыла, ув.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности сечения крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности 19 вблизи 50% хорды профиля.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (фиг.6). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.

Представленное формообразование обводов крыла позволит без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества и топливной эффективности (фиг.7) и, как следствие, снижение расхода топлива и безопасность полета.

Крыло спроектировано с учетом повышенного уровня границы предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, Судоп (фиг.8), который превышает уровень у аналога на 15÷60%.

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

- предельно допустимое значение коэффициента подъемной силы Судоп выше, чем величина Су крейсерского полета более чем на 30÷60% на крыле большого удлинения λ=9,6-10,5;

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.78-0.82.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30° и содержащее сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков, отличающееся тем, что передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными, задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление, значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет rн≥0,9%, распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений C70%≥7% хорды толщины хвостовой части профиля, 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 со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2% от значение ординаты средней линии профиля крыла, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20-75% хорды профиля, определяемом соотношением ув.п.в.п.max≥0,75 (где ув.п. - значение ординаты верхней поверхности профиля крыла, ув.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности профиля крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля.



 

Похожие патенты:

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка. Головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа. Другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Изобретение направлено на повышение подъемной силы крыла. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла прямолинейная при виде сверху. Задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде rH.≤0.8%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля, и определена соотношением Ув.п./Ув.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности на больших дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0,88-0,92. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками. Неплоская срединная поверхность треугольного крыла сформирована так, что обеспечено суперэллиптическое распределение местного угла атаки по размаху крыла. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления при заданной подъемной силе в сверхзвуковом диапазоне скоростей. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту. Конструкция крыла состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. На нижней обшивке установлены и закреплены короткие стержни с возможностью гашения скорости воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.
Наверх