Крыло летательного аппарата Российский патент 2020 года по МПК B64C3/10 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредствам снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.8-0.9.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуатации при крейсерских числах М=0.8-0.9.

Известно крыло самолета Боинг В-777-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 230-231, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=30-35°.

Известно крыло самолета Эрбас А330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=30-35°.

Известно крыло самолета ИЛ-96М, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=30° и содержащее сверхкритические профили, крейсерская скорость полета М=0.8, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.).

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата (Патент РФ №2662590 МПК В64С 3/10, опуб. 26.07.2018 г.), содержащее центроплан и консоль, выполненное со стреловидностью χ=28-35°, профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% в носовой части имеют увеличенную площадь на величину 10-20% и длину концевых участков профилей («хвостиков»), увеличенную на ~1÷3% относительно профиля расположенного на 43% по размаху крыла, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде составляет r_н.≥1.5%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

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

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоли, выполненном со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-16% в бортовом сечении, 11-12% в сеченииях 30-40% размаха крыла, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5°, верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а максимальная относительная толщина крыла в диапазоне 35-45% хорды.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла;

на фиг. 2 - типовой профиль крыла;

на фиг. 3 - распределение циркуляуии и коэффициента подъемной силы;

на фиг. 4 - распределение давления в сечениях крыла по размаху;

на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета для предполагаемого крыла и прототипа;

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено со стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней кромке 4 и изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла.

Крыло спроектировано с относительной толщиной профилей порядка 14-16%) в бортовом сечении 8, 11-12% в сеченииях 30-40% размаха крыла, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5°.

Крыло содержит сверхкритические профили 10 (Фиг. 2), верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а крыло имеет максимальную относительную толщину в области 35-45% хорды.

Крыло сформировано по десяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета: М=0.84 Су=0.6, 0.7; М=0.845 Су=0.6; М=0.85 Су=0.6; М=0.855 Су=0.525, М=0.86 Су=0.565; М=0.865 Су=0.51 при натурных условиях и М=0.845 Су=0.6; М=0.85 Су=0.59; М=0.855 Су=0.58 при трубных условиях.

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки, (Фиг. 3) близкий по значениям к эллиптическому, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 9 от преждевременного отрыва потока.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. На фиг. 4 приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) 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≈0.1÷0.2 в диапазоне чисел Маха М=0.8÷0.9 (Фиг. 6) для крейсерского значения коэффициента подъемной силы Су и для дальнемагистралъного пассажирского самолета улучшение показателя топливной эффективности на 1-5% 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 М_крейс=0.8-0.9.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и выполнено со стреловидностью χ=28-35°. Относительная толщина профилей имеет величину 14-16% в бортовом сечении и величину 11-12% в сечениях 30-40% размаха крыла. Имеется положительная закрученность ε=2-5° в бортовом сечении. Концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5. Верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а максимальная относительная толщина крыла в диапазоне 35-45% хорды. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное со стреловидностью χ=28-35°, отличающееся тем, что относительная толщина профилей крыла имеет величину порядка 14-16% в бортовом сечении, 11-12% - в сечениях 30-40% размаха крыла, крыло выполнено с закрученностью ε=2-5° в бортовом сечении и ε=-2÷-5° в концевых сечениях.

2. Крыло летательного аппарата по п. 1, отличающееся тем, что верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а максимальная относительная толщина крыла в диапазоне 35-45% хорды.