Крыло летательного аппарата



Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2540293:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

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.в.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.

 

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 аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации при числах Маха вплоть до М=0,92.

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

Известно крыло самолета Боинг В-747 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр.202-203, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-9, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=35-40°.

Известно крыло самолета Локхид L-1011-500 «Тристар» (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр.242-243, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-9, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=33-40°.

Известно скоростное крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК B64C 3/14, опубл. 19.06.2003 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-35º 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.

Известно скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2228282 МПК B64C 3/14, опуб. 10.05.2004 г.), взятое за прототип, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, углами стреловидности по передней кромке χ=25-40°, крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при , а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений у борта до значений в концевых сечениях, при этом максимальные относительные толщины профилей располагаются при , углы наклона верхней поверхности у задней кромки имеют величины не более 7°.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета до числа Маха М=0,92 высоких уровней аэродинамического качества и топливной эффективности.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана и консоли, и выполненным с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-40°, и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной при виде сверху и не имеет переднего наплыва, 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.пв.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты Ув.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части 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 - распределение нагрузки по размаху крыла,

на фиг.5 - 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=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-40°, без наплыва и излома по передней кромке 4 и с изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла. Благодаря отсутствию излома по передней кромке 4, крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху 8 крыла (Фиг.2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими наплыв на передней кромке крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес крыла.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (Фиг.3), характеризуется радиусами носков 10 профиля, имеющими величину rH.≤0.8% (где rH. - величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде), положением максимальной толщины на участке 20-45% хорды профиля. Форма верхней поверхности 11 профиля 9 характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-50% 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 в диапазоне 35-45% хорды профиля. Нижняя поверхность 12 профиля выполнена с участком 13 сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля.

Крыло сформировано по шести базовым сечениям, полученным при помощи трехэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей 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.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (Фиг.4). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета с предлагаемым крылом. Результаты испытаний показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах≈0,65÷1.2 в диапазоне чисел Маха М=0.88÷0.92 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.6÷1.07 (Фиг.5) 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 Мкрейс=0.88-0.92.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40º и содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что передняя кромка крыла выполнена прямолинейной при виде сверху и не имеет переднего наплыва, 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.в.п.mах≥0.75 и положением максимальной ординаты Ув.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части профиля.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей.

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 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