Крыло летательного аппарата

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°. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Задняя кромка выполнена с наплывом. Имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Профиль бортового сечения имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла. Значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%. Максимальная толщина профиля на участке 40-60% хорды профиля, и толщина хвостовой части на участке 70% хорды увеличена до значений c≥8.7% хорды. Средняя линия профилей с продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля. Отгиб в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%. Верхняя поверхность с продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.max≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 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 высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредством снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.86.

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-330-300 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.7%, 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 ординаты Ув.п.mах верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части (Патент РФ №2540293. Кл. В64С 3/10, 2013 г.).

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме выполнена с вогнутым участком в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, при этом форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля (Патент РФ №2600413, Кл. В64С 3/10, 2016).

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и, как следствие, потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества) несущих свойств самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненном с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла отнесенных к местной хорде rн.≥1.5%, распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений c70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

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

на фиг. 3 - распределение нагрузки по размаху крыла,

на фиг. 4 - типовой профиль крыла,

на фиг. 5 - бортовой профиль крыла,

на фиг. 6 - профиль крыла,

на фиг. 7 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 8 - 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=28÷35°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с плавным скруглением 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 7 (Фиг. 2) сечений по размаху крыла и меньшее распределение нагрузки 8 (Фиг. 3) по размаху крыла, отличающегося от эллиптического.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (фиг. 4). Профиль бортового сечения 10 (фиг. 5) крыла имеет увеличенную площадь в носовой части 11 на величину 20-50% относительно профиля крыла (фиг. 6) значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%. Распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений с70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.mах=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.mах≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.

Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 7) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.

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 ≈ 0.5÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.6 (Фиг. 8) 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=0.82-0.86.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащее сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, отличающееся тем, что профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%, распределения толщин профилей крыла, кроме бортового, характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и толщиной хвостовой части на участке 70% хорды до значений c≥8.7% хорды, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля, кроме концевых сечений крыла, и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.max≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.



 

Похожие патенты:

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения, сужающегося от носа самолета к хвосту.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.

Самолет // 2597742
Изобретение относится к области моделирования самолетов. Самолет содержит фюзеляж с кабиной управления, крылья с элеронами и закрылками, хвостовое оперение, двигатель и шасси.

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.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту.

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.

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.

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. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с удлинением λ7-11, сужением η3-4.5 и стреловидностью χ28-35°. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Задняя кромка выполнена с наплывом. Имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50 размаха крыла. Профиль бортового сечения имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50 относительно профиля крыла. Значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5. Максимальная толщина профиля на участке 40-60 хорды профиля, и толщина хвостовой части на участке 70 хорды увеличена до значений c≥8.7 хорды. Средняя линия профилей с продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60 хорды профиля. Отгиб в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max1÷2. Верхняя поверхность с продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75 хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.ув.п.max≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50 хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 8 ил.

Наверх