Крыло летательного аппарата Российский патент 2021 года по МПК B64C3/10 B64C39/10 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и предназначено для разработки средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с крейсерской скоростью полета в диапазоне М=0.8-0.92.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем для эксплуатации при крейсерских числах М=0.8-0.92.

Известно крыло самолета Боинг В-777-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 230-231, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ_1/4=30-35°.

Известно крыло самолета Эрбас АЗЗО-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ_1/4=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_1/4=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 с единой передней кромкой без излома, задней кромкой с изломом, 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 и, как следствие, потеря аэродинамического качества и значительное снижение топливной эффективности при числе Маха М≥0,8.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), и топливной эффективности, повышение скорости полета в диапазоне крейсерских скоростей М=0.8-0.92.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоли, выполненные с единой передней кромкой без излома, задней кромкой как минимум с одним изломом, со стреловидностью χ=28÷35°, каждая консоль соединена с центропланом с изломом по задней кромке и имеет излом задней кромки на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси, относительная толщина профиля центроплана имеет величину в 14÷16%, а относительная толщина профиля консоли имеет 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, консоль выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 0-10% полуразмаха крыла, концевые сечения на участке 50÷100% полуразмаха крыла с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5°).

На фиг. 1 показан общий вид полуразмаха крыла;

на фиг. 2 - типовой профиль крыла;

на фиг. 3 - распределение циркуляции 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.

Полуразмах крыла летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 сложной пространственной формы и консоли 3.Консоль выполнена с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=28÷35°. Консоль выполнена с единой передней кромкой 4 без излома, с изломами 5 и 6 по задней кромке 7, задним наплывом 8. Излом 5 это место соединения центроплана с консолью, излом 6 расположен на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси.

Крыло спроектировано с относительной толщиной профилей порядка 14÷16% у центроплана, 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, консоль крыла выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 20÷30% размаха крыла, концевые сечения на участке 50÷100% размаха крыла спроектированы с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5°).

Крыло содержит профили 9 (Фиг. 2).

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 на 5 режимах полета: М=0.85 Су=0.55, 0.5; М=0.84 Су=0.55, 0.525; М=0.86 Су=0.525. В результате оптимизационной процедуры был определен оптимальный набор проектных параметров, который максимизирует выбранную целевую функцию (аэродинамического качества) с учетом аэродинамических и конструктивных ограничений.

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения циркуляции (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 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 (фиг. 6) показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей увеличить максимальное аэродинамическое качество самолета на ΔКмах ≈ 0.5÷1.5 и получить для дальнемагистралъного пассажирского самолета улучшение показателя топливной эффективности на 5-10% и, как следствие, уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.8-0.92.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с единой передней кромкой без излома со стреловидностью χ=28÷35°. Каждая консоль соединена с центропланом с изломом по задней кромке и имеет излом задней кромки на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси. Относительная толщина профиля центроплана имеет величину 14÷16%, а относительная толщина профиля консоли имеет 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, которая выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 0÷10% полуразмаха крыла. Концевые сечения на участке 50÷100% полуразмаха крыла выполнены с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5)°. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоли, выполненные с единой передней кромкой без излома и задней кромкой, как минимум с одним изломом, со стреловидностью χ=28÷35°, отличающееся тем, что каждая консоль соединена с центропланом с изломом по задней кромке и имеет излом задней кромки на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси, относительная толщина профиля центроплана имеет величину 14÷16%, а относительная толщина профиля консоли имеет 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, консоль выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 0÷10% полуразмаха крыла, концевые сечения на участке 50÷100% полуразмаха крыла с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5)°.