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

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке перспективных ближне-, среднемагистральных пассажирских самолетов с улучшенной топливной эффективностью и пониженным уровнем шума на местности.

В настоящее время в качестве основных приоритетов в гражданской авиации сохраняется обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, а в связи с ужесточением Авиационных Правил на ведущие позиции выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Предлагаемое техническое решение направлено на обеспечение высокого значения аэродинамического качества и снижения уровня шума на местности за счет создания крыла самолета на базе существующих аналогов путем изменения профилировки и стреловидности консольной части без конструктивных изменений в центропланной части и возможности проектирования крыла без предкрылка или с безщелевым предкрылком и упрощенным однощелевым закрылком при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≤0.8).

Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2035 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ.

Известны различные стреловидные крылья современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла.

Известно несколько примеров самолетов с пониженным уровнем шума за счет применения ламинаризации верхней поверхности крыла.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320-230 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320-230, сост. Зайцев Н.Н., стр 116-117, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ=14-35°.

Известно крыло самолета Боинг В-73 7-800 (см. Пассажирский самолет Боинг В-737-800, сост. Зайцев Н.Н., стр. 200-201, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ=14-35°.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0.78 вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменением режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2406647. МПК В64С 3/14, опуб. 20.12.2010 г.), взятое за прототип, выполненное с удлинением λ>7, стреловидностью χ=10-35°, содержащее сверхкритические профили, построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, позволяющего увеличить величину аэродинамического качества, показатель топливной эффективности, а также снизить уровень шума на местности за счет применения упрощенной взлетнопосадочной механизации и использования эффекта естественной ламинаризации на верхней поверхности крыла на дозвуковых скоростях полета М≈0.8 самолета со стреловидным крылом.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинением λ>7, стреловидностью χ=10-35°, задняя кромка крыла имеет стреловидность в диапазоне 0-5°, в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный по закону двух сопряженных поверхностей, а консоль на участке от 27 до 100% размаха крыла имеет стреловидность по передней кромке 10-17°.

На фиг. 1 - общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 - сравнение предлагаемого варианта с прототипом крыла,

на фиг. 3 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 4 - характерные величины распределение давления в сечениях крыла

на фиг. 5 - изменение величины сопротивления Сх от числа Маха крейсерского полета,

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ>7 и стреловидностью χ=10÷35°, с изломом по передней 4 и задней 5 кромкам в области от 27 до 35% размаха крыла, задняя кромка имеет участок сопряжения 6 участков центроплана и консоли выполненный по закону двух сопряженных поверхностей для более равномерного обтекания поверхности крыла. Стреловидность крыла на участке от 27 до 100% размаха имеет стреловидность по передней кромке 10-17°, задняя кромка имеет практически прямолинейную поверхность со стреловидностью в диапазоне 0-5°. Относительная толщина профилей порядка 14-16% в бортовом сечении 7 и уменьшается до 9-11% в концевом сечении 8 (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

Крыло выполнено с меньшей стреловидностью по сравнению с прототипом (Фиг. 2), что позволит обеспечить естественную ламинаризацию верхней поверхности при сохранении крейсерской скорости полета, снижение сопротивления, а как следствие повышение топливной эффективности.

Крыло сформировано по восьми базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов.

Для обеспечения необходимого угла стреловидности в 10-17° выполняется поворот части консоли крыла прототипа. Поворот консоли выполняется по 7-ой нервюре. Осью поворота выбрана линия пересечения 7-ой нервюры с передним лонжероном.

Выбор 7-ой нервюры сделан на основе следующих предпосылок:

отсутствие изменения конструкции части, воспринимающей значительные сосредоточенные нагрузки от мотогондолы и шасси;

минимизация изменений узлов навески механизации крыла;

при выборе нервюры в качестве линии рассечения крыла минимизируется объем доработок нижней панели, т.к. отсутствует необходимость перестыковки смотрового люка.

При повороте консоли необходимо выполнить следующие конструктивные доработки:

перстыковать полки и стенки переднего и заднего лонжеронов через накладки;

перестыковать обшивки верхней и нижней панелей кессона крыла;

добавление дополнительных диафрагм для крепления предкрылка и носовой части крыла;

разработка диафрагм и зашивки в отсеченной части внешней секции закрылка, хвостовой части крыла и законцовки.

При повороте крыла максимальное расстояние между отсеченной частью и консолью крыла составляет 300 - 500 мм по задней кромке крыла.

Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла,

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М. Крыло имеет равномерное распределение давления (фиг. 4).

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом обеспечивает снижение величины профильного и индуктивного сопротивления в диапазоне чисел Маха М=0.75÷0.82 на 5÷10% (Фиг. 5) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- уменьшенным сопротивлением, улучшенным показателем топливной эффективности на 3-7%, сниженным уровнем шума на местности за счет применения упрощенной взлетнопосадочной механизации и использования эффекта естественной ламинаризации на верхней поверхности крыла на дозвуковых скоростях полета М≤0.8 самолета со стреловидным крылом.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что задняя кромка крыла имеет стреловидность в диапазоне 0-5°, в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный по закону двух сопряженных поверхностей, стреловидность консоли на участке от 27 до 100% размаха имеет стреловидность по передней кромке 10-17°. Изобретение направлено на снижение величины коэффициента сопротивления. 5 ил.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35°, отличающееся тем, что задняя кромка крыла имеет стреловидность в диапазоне 0-5°, в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный по закону двух сопряженных поверхностей, стреловидность консоли на участке от 27 до 100% размаха имеет стреловидность по передней кромке 10-17°,