КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2016 года по МПК B64C3/10 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиационной технике и 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 в диапазоне крейсерских скоростей M=0,84-0,86.

Предшествующий уровень техники

Из уровня техники известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов, например известна конструкция крыла самолета Боинг B-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., с. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью .

Также из уровня техники известно крыло самолета Локхид L-1011-500 «Тристар» (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., с. 242-243, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью .

Известно крыло летательного аппарата, выполненное с наплывом (Патент РФ №2248303, МПК B64C 3/14, опубл. 19.06.2003), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью , 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.

Из уровня техники также известно скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2311315, МПК B64C 3/10, опубл. 27.11.2007). Известное крыло состоит из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4,2, углами стреловидности по передней кромке до , 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, верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Ср_{max доп}, при этом относительная толщина профилей формируется по двум законам: от передней кромки до x=0,3 в диапазоне c=0-8% и от x=0,3 до задней кромки в диапазоне c=0-17% и максимальные толщины профилей располагаются при .

Наиболее близким аналогом изобретения является скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2540293, МПК B64C 3/10, опубл. 14.08.2013). Известное стреловидное крыло состоит из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r_н≤0,7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, с составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением У_в.п/У_в.п.max≥0,75 и положением ординаты У_в.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части.

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

Сущность изобретения

Задачей, решаемой изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.

Технический результат изобретения заключается в повышении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0,84-0,86 при обеспечении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности

Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35° и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r_н≤0,7%, причем 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, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной 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 пяти сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла летательного аппарата,

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 К и показателя топливной эффективности К*М от числа Маха крейсерского полета,

На фиг. 1-5 цифрами обозначены следующие позиции:

1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка; 5 - задняя кромка; 6 - излом; 7 - наплыв; 8 - кривая равномерного распределения толщины сечений по размаху крыла; 9 - сверхкритический профиль; 10 - носок; 11 - верхняя поверхность; 12 - нижняя поверхность; 13 - участок сильной кривизны.

Раскрытие изобретения

Заявленное крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли.

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 до X=35°, 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 (4) кромке крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху крыла (8) (фиг. 2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими наплыв на передней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.

Крыло содержит сверхкритические профили (9) (фиг. 3), характеризующиеся средней линией профилей крыла, по форме имеющей вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, радиусами носков (10) профиля, имеющими величину r_н≤0,7%, (где r_н - величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде), положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма верхней поверхности (11) профиля (9) характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля. Нижняя поверхность (12) профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) (13) в хвостовой части профиля.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной 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 пяти сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по 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 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 ΔKmax≈0,6÷1,0 в диапазоне чисел Маха М=0,8÷0,85 и топливной эффективности ΔKmax*М≈0,48÷0,85 (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 в диапазоне чисел Маха М_крейс=0,84-0,86.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. Крыло выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью до X=35^o. Крыло содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва. Задняя кромка выполнена с наплывом. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r_н≤0,7%, 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. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества и топливной эффективности при скоростях полета M_крейс=0,84-0,86. 5 ил.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35° и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r_н≤0,7%, отличающееся тем, что 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.