КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 2005 года по МПК B64C9/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при модернизации существующих самолетов различного назначения для улучшения их аэродинамических и летных характеристик, увеличения дальности полета и экономии топлива.

Известно, что для увеличения аэродинамической нагрузки в корневых сечениях крыла самолета используются крылья с отрицательной геометрической закрученностью (самолеты Боинг-747, Ту-204, Ту-156, Ил-76 и др.).

Использование отрицательной геометрической закрученности позволяет благоприятно перераспределять аэродинамическую нагрузку по размаху крыла - увеличить в корневых сечениях и уменьшить ее в концевых сечениях. Это позволяет повысить аэродинамические и летные характеристики самолета.

Однако на существующих самолетах применяют отрицательную геометрическую закрученность крыльев лишь до углов ϕ≤(-3°÷-4°), так как при дальнейшем увеличении углов ϕ имеет место значительное падение коэффициента подъемной силы С_у и существенное уменьшение роста кабрирующих моментов M_zo (Авиаиздательство К.Н.Р., Москва - Пекин, 1995 г., стр.88, рис.2.22, стр.92, рис.2.25). Дальнейшее улучшение аэродинамических характеристик за счет увеличения отрицательной геометрической закрученности крыльев становится крайне затруднительным, а увеличение размаха крыла возможно лишь при усилении силовой конструкции и значительном увеличении массы крыла.

Известно крыло, составленное из профилей и полуконусов, расположенных в концевых сечениях на верхней и нижней поверхностях крыла, переходящих на задней кромке в гофр с торцевым срезом (патент России № 2116222, кл. В 64 С 9/00, 1998 г.) - прототип.

Однако при неотклоненных рулях такое расположение полуконусов не приводит к увеличению коэффициента подъемной силы С_у и аэродинамического качества.

Задачей изобретения является улучшение аэродинамических и летных характеристик существующих самолетов, увеличение дальности полета, экономия топлива при сохранении обводов и конструкции исходного крыла.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что у крыла самолета, содержащего верхнюю и нижнюю поверхности, съемные законцовки, а также закрылки и полуконусы со срезом по задней кромке, установленные на нижней поверхности, полуконусы со срезом по задней кромке установлены на нижней поверхности корневого отсека каждого из закрылков, а размер каждой законцовки вдоль размаха крыла составляет 0,5-2,0 от концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла не превышает изгибающий момент исходного крыла.

На фиг.1 изображен схематично самолет в перспективе с модифицированным крылом.

На фиг.2 показан корневой отсек модифицированного крыла.

На фиг.3 приведено распределение аэродинамической нагрузки по размаху исходного (прототипа) и модифицированного крыла.

На фиг.4 даны зависимости коэффициента подъемной силы по углу атаки С_у=f(α) плоского, геометрически закрученного и модифицированного крыльев.

На фиг.5 даны зависимости аэродинамического качества по коэффициенту подъемной силы К=f(С_у), модели самолета с крылом прототипа и модифицированным крылом.

Крыло 1 самолета 2 содержит верхнюю 3 и нижнюю 4 поверхности, съемные законцовки 9, а также закрылки 5 и полуконусы 6 со срезом по задней кромке 8, которые установлены на нижней 4 поверхности корневого отсека каждого из закрылков 5, размер каждой закоцовки 9 вдоль размаха крыла 1 составляет 0,5-2,0 от концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла 1 не превышает изгибающий момент исходного крыла.

Изгибающий момент модифицированного крыла М_х.м=У_м×l_м, где

У_м - подъемная сила у модифицированного крыла,

l_м - расстояние от приложения подъемной силы У_м модифицированного крыла до оси самолета, не должно превышать изгибающий момент исходного крыла М_х.и=У_и×l_и, где

У_и - подъемная сила исходного крыла,

l_и - расстояние от приложения подъемной силы У_и исходного крыла до оси самолета (фиг.3).

Условие М_х.м≤M_х.и связано с сохранением обводов и конструкции исходного крыла без его доработки.

Установка в корневых сечениях крыла 1 полуконусов 6 с торцевым срезом 7 на задней кромке 8 позволяет за счет отсоса пограничного слоя с верхней 3 поверхности крыла 1 в области донного разряжения, возникающего на торцевых срезах 7 полуконусов 6, затянуть возникновение срыва потока на крыле 1 (фиг.2) и при одинаковой подъемной силе полета самолета У_м=У_и перераспределить аэродинамическую нагрузку по размаху крыла, т.е. увеличить в корневых сечениях и уменьшить в концевых сечениях. При этом подъемная сила У_м модифицированного крыла перемещается ближе к оси самолета, что приводит к уменьшению изгибающего момента крыла М_х.м≤М_х.и (фиг.3), и за счет этого произвести замену законцовок 8 крыла на законцовки большого размаха, увеличивающих размах крыла L_м>L_и (фиг.1), на (0,5-2,0)в_к, где в_к - концевая хорда исходного крыла. При этом обеспечивается создание изгибающего момента модифицированного крыла, не превышающего изгибающий момент исходного крыла.

При замене только законцовок крыла, увеличивающих его размах, увеличивается аэродинамическое качество, но также возрастает изгибающий момент крыла, поэтому требуется доработка силовой конструкции крыла. При установке только полуконусов в корневом отсеке крыла хотя уменьшается изгибающий момент, но практически не увеличивается аэродинамическое качество.

Для каждого типа самолета размер и расположение полуконусов и замена законцовок крыла, определяется с учетом его аэродинамической компоновки и режимами полета.

Эффективность предлагаемого крыла подтверждена испытаниями в аэродинамических трубах.

У модели самолета с крылом прототипа, имеющим отрицательную геометрическую закрученность ϕ=-4° коэффициент подъемной силы уменьшается на ΔС_у=-0,2, то у модели с предлагаемым крылом, наоборот, увеличивается на ΔС_у=0,05 (фиг.4) и кроме того, возрастает максимальное аэродинамическое качество на ΔК_max=0,5 (фиг.5), что дает возможность на ˜5-10% увеличить дальность полета и экономию топлива.

Реализация предложенного крыла может быть осуществлена при ремонтных работах большого парка существующих самолетов при сохранении основного крыла путем простой установки на закрылках полуконусных надстроек и замены законцовок крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета содержит верхнюю и нижнюю поверхности, съемные законцовки, а также закрылки и полуконусы со срезом по задней кромке, установленные на нижней поверхности. Полуконусы со срезом по задней кромке установлены на нижней поверхности корневого отсека каждого из закрылков. Размер каждой законцовки вдоль размаха крыла составляет 0,5÷2,0 от концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла не превышает изгибающий момент исходного крыла. Технический результат - увеличение дальности полета и экономия топлива. 5 ил.

Крыло самолета, содержащее верхнюю и нижнюю поверхности, съемные законцовки, а также закрылки и полуконусы со срезом по задней кромке, установленные на нижней поверхности, отличающееся тем, что полуконусы со срезом по задней кромке установлены на нижней поверхности корневого отсека каждого из закрылков, размер каждой законцовки вдоль размаха крыла составляет 0,5÷2,0 концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла не превышает изгибающий момент исходного крыла.