Крыло легкого самолета Российский патент 2024 года по МПК B64C3/14 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке компоновок легких самолетов, а также крыльев легких транспортных самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП).

Предлагаемое крыло с высоконесущими аэродинамическими профилями предназначено для обеспечения повышенного уровня значений подъемной силы на малых скоростях полета при сохранении удовлетворительных значений сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете. Применение предлагаемых профилей совместно с эффективной механизацией позволяет существенно повысить несущие свойства крыла и обеспечить короткие дистанции взлета и посадки, что может способствовать расширению возможностей эксплуатации самолетов на большем числе аэродромов, в том числе и в городских аэропортах с длиною В ГШ около 800 м. Повышенный уровень несущих свойств крыла может быть использован также для улучшения скоростных характеристик самолета в результате уменьшения площади крыла (увеличения крейсерских значений коэффициента Су)и сохранения при этом удовлетворительного уровня взлетно-посадочных характеристик.

Известно большое число аэродинамических профилей, предназначенных для применения в компоновках крыла самолетов различного назначения, координаты которых приведены в ряде известных каталогов (смотри, например, Abbott LA., Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data. DOVER PUBLICATIONS, INC. NEW YORK, 1959). И вполне вероятно, что в этой базе данных можно найти аэродинамические профили, подходящие для нового проекта самолета, которые после некоторой модификации могут быть использованы в компоновке разрабатываемого крыла. Однако такой подход к выбору профилировки крыла не всегда позволяет удовлетворить требованиям к аэродинамике разрабатываемого крыла с учетом специфики условий эксплуатации самолета.

Исследования, проведенные исследовательском центре Лэнгли (США) во второй половине 20 века, привели к разработке новых профилей серии GA(W) с повышенным уровнем несущих свойств (McGhee R.J., Beasley W.D. Low-speed aerodynamic characteristics of a 17-percent-thick airfoil section designed for general aviation applications. TN D-7428, 1973). Рассмотренный набор технических решений, включающий увеличение радиуса передней кромки, «полочный» характер распределение нагрузки на большей части хорды в расчетной области значений коэффициента Су, а также значительный изгиб хвостовой части («подрезка» нижнего контура), обеспечили новым профилям серии GA(W)пониженный уровень сопротивления в крейсерском полете и повышенные значения несущих свойств на малых скоростях полета и момента тангажа. Последующий значительный объем исследований механизации задней кромки, проведенный на профилях серии GA(W) с относительными толщинами 17 и 13%, обеспечил создание необходимой аэродинамической базы данных и оказал положительное влияние на их применение в компоновках крыла ряда новых самолетов авиации общего назначения.

Стремление к снижению сопротивления профилей в крейсерском полете при сохранении повышенного уровня максимальных значений коэффициента подъемной силы (Cy_max) привело в дальнейшем к разработке новых профилей серий NLF с естественной ламинаризацией течения (до 30% хорды), достигаемой за счет обеспечения благоприятных градиентов давления вих передней части. Несмотря на появление композитных конструкций применение ламинарных профилей в компоновках крыла легких самолетов было ограниченным из-за сложности поддержания ламинарного течения в различных погодных условиях, а также «налипания» насекомых на их передней кромке. Так, смещение расчетного положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный с «30% хорды до 5%, происходящее из-за «налипания» насекомых на взлете, приводило к существенному приращению сопротивления и снижению значений коэффициента Cy_max. Профили серии NLF нашли ограниченное применение в компоновках крыла ряда новых самолетов авиации общего назначения.

Последующее развитие численных методов проектирования профилей привело к разработке новых подходов к формированию их геометрии, обеспечивающих повышенный уровень несущих свойств на малых скоростях полета и удовлетворительные характеристики в крейсерском полете.

Геометрия известных дозвуковых профилей, определяющая их аэродинамические характеристики, включает следующие основные элементы: носовую часть округлой формы, верхний и нижний контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью и хвостовую часть, являющуюся областью соединения верхнего и нижнего контуров с задней кромкой. Геометрия профилей может быть представлена табличным заданием координат верхних и нижних контуров, использующимся в большинстве известных каталогов профилей и в некоторых патентах (смотри, например, патенты US 4,455,003 и RU 2685372), математическим описанием их геометрии (профили NACA 4-й, 5-й и 6-й серий) с представлением таблиц координат, а также фиксированным набором геометрических параметров.

В данной заявке для описания и сравнения форм заявляемых аэродинамических профилей корневого и концевого сечений крыла и их прототипов, используется набор геометрических параметров (признаков), приведенный в известном методе параметризации геометрии профилей PARSEC (Sobieczky, Н. Parametric Airfoil sand Wings, Noteson Numerical Fluid Mechanics, 1998, Vol.16, pp.71-88.). Использованный метод, разработанный на основе рассмотрения реальной геометрии различных дозвуковых профилей крыла, включает сокращенный набор параметров для описания основных особенностей геометрии профилей крыла, который позволяет с достаточной определенностью учитывать их влияние на аэродинамические характеристики. Перечень используемых параметров для описания геометрии аэродинамических профилей крыла приведен ниже.

Схематическая форма представления приведенных параметров аэродинамических профилей крыла по методу PARSEC показана на фигуре 1.

В качестве прототипов для новых профилей использованы профили серии GA(W) с относительными толщинами обладающие наилучшим сочетанием уровней несущих свойств и сопротивления из известных профилей-аналогов.

Задачей создания крыла легкого самолета является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы, аэродинамического качества крыла на режиме набора высоты и сохранение при этом умеренных значений коэффициентов сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете.

Технический результат заключается в создании крыла легкого самолета с новыми аэродинамическими профилями, относительные толщины которых для корневого сечения и для концевого сечения крыла легкого самолета.

Далее в описании заявки использованы следующие названия новых профилей «П4-16М» соответственно.

Высокий уровень несущих свойств (Cy_max) и аэродинамического качества на режиме набора высоты у заявляемого крыла легкого самолета с новыми аэродинамическими профилями обеспечивается:

- специальной формой носовой части, обеспечивающей «скругленную» форму распределения давления на больших углах атаки,

- благоприятной формой восстановления давления на верхнем контуре профиля с пониженным градиентом на больших углах атаки. Удовлетворительный уровень крейсерских характеристик обеспечивается:

- малыми градиентами восстановления давления в хвостовой части профилей,

- умеренным изгибом хвостовой части («подрезкой» нижнего контура), обеспечивающим низкий уровень значений момента тангажа и, соответственно, потерь в подъемной силе и аэродинамическом качестве при продольной балансировке самолета.

Для определения и сравнения аэродинамических характеристик новых разработанных профилей и их прототипов в заявке использован расчетный пакет программ VISTRAN (Волков А.В., Ляпунов С.В. «Метод расчета трансзвукового обтекания профиля с учетом изменения энтропии на скачках уплотнения. «Ученые записки ЦАГИ», 1993, Т. XXIV, N1). Расчеты обтекания профилей проведены в одинаковых условиях при малых (М=0.15) и крейсерских(М=0.4) скоростях полета.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что крыло легкого самолета, выполнено с высоконесущим корневым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды со следующими значениями геометрических параметров

Значения геометрических параметров профилей отнесены к их хордам.

Сущность изобретения, определяемая совокупностью характерных параметров геометрии новых профилей, их преимуществом в расчетных аэродинамических характеристиках, а также результатами их испытаний в компоновке крыла модели легкого самолета, представлена на следующих рисунках:

- на фигуре 1 схематично показан набор параметров аэродинамического профиля крыла по методу PARSEC, использованных для описания геометрии новых профилей и их прототипов,

- на фигуре 2 приведена геометрия нового корневого профиля крыла П4-16М,

- на фигуре 3 приведено сравнение геометрии и параметров, по методу PARSEC, для профиля крыла П4-16М и профиля прототипа GA(\V)-16,

- на фигуре 4 представлено сравнение геометрии симметричных частей Y_t(X) профиля крыла П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, характеризующее распределение толщин по хорде,

- на фигуре 5 представлено сравнение средних линий Yf{X) профиля крыла П4-16М и профиля крыла прототипа GA(W)-16, характеризующее распределение вогнутости профилей по хорде,

- на фигуре 6 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для крейсерского режима полета (М=0.4) в условия свободного (расчетного) положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние и фиксированных значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,

- на фигуре 7 приведены расчетные распределения коэффициентов давлений Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для крейсерского режима полета с числом Маха М=0.4 в условия фиксированного положенияперехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние на расстоянии 5% хорды от носка (на обоих контурах) и ряда значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,

- на фигуре 8 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамических коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные в диапазоне углов атаки α=0-19° для режима полета с малой скоростью (М=0.15),

- на фигуре 9 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для малой скорости полета (М=0.15),

- на фигуре 10 приведена геометрия нового концевого профиля крыла П4-14М,

- на фигуре 11 приведено сравнение геометрии и параметров по методу PARSEC для профиля крыла П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14,

- на фигуре 12 представлено сравнение геометрии симметричных частей Y, (X) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, характеризующее распределение толщин профилей по хорде,

- на фигуре 13 представлено сравнение геометрии средних линий Y_f(X) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, характеризующее распределение вогнутости профилей по хорде,

- на фигуре 14 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, определенные для крейсерского режима полета (М=0.4) в условия свободного (расчетного) положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние и фиксированных значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,

- на фигуре 15 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, определенные для малой скорости полета (М=0.15),

- на фигуре 16 представлены результаты испытаний предлагаемых профилей в компоновке крыла модели легкого самолета, проведенные в аэродинамической трубе (АДТ) Т-102 ЦАГИ.

Новые профили П4-16М (фиг. 2) и П4-14М (фиг. 10) включают носовую часть 1 округлой формы, верхний 2 и нижний 3 контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью 1 и формирующие толщину хвостовой части в области задней кромки 4.

Наиболее существенными отличиями новых высоконесущих аэродинамических профилей от профилей-прототипов серии GA(W) являются:

- специальная форма носовой части, обеспечивающая «скругленную» (беспиковую) форму распределения давления на больших углах атаки,

- смещения вперед к носовой части положений максимальных значений толщин 6 (фиг. 4 и 12) и средних линий 5 (фиг. 5 и 13).

Из уровня техники известно, что смещения вперед к носовой части положений максимальных значений толщины 6 (фиг. 4 и 12) и средней линии 5 (фиг. 5 и 13), приводит к увеличению значений коэффициента максимальной подъемной силы Cy_max (фиг. 8, 9 и 15). Однако, при этом происходит увеличение сопротивления профилей (CD) на крейсерских режимах полета (фиг. 6 и 14) за счет более переднего положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние. Однако, в условиях фиксированного положения переходахорды) меньшие значения сопротивления в крейсерском диапазоне Су (CL) имеют новые профили с ослабленным диффузором верхней поверхности (фиг. 7).

Снижение нагрузки в хвостовой части новых профилей по сравнения с профилями-прототипами, достигнутое за счет уменьшения ее вогнутости («подрезки» нижней поверхности) способствует снижению значений моментов тангажа (Cm, mz - фиг. 6-9; 14-15), которое в дальнейшем приведет к снижению потерь на балансировку самолета.

Отмеченные выше особенности в геометрии и характеристиках заявляемых профилей в корневом и концевом сечениях крыла обеспечиваются совокупностью значений следующих геометрических параметров, определенных по методу PARSEC

Сочетание повышенных значений радиуса носка верхнего контура и максимальной вогнутости, смещенной в носовую часть профилей вместе с максимальной толщиной, обеспечивает безотрывный характер обтекания верхнего контура новых профилей до значений коэффициента Су (Су≈1.4) с последующим плавным развитием отрыва с увеличением угла атаки и достижением значений коэффициента Cy_max, близких к величине Cy_max≈2 (М=0.15; фиг. 8-9; 15).Расчетный уровень приращений значений Cy_max, составляет ΔCy_max≈0.13-0.22 (или ≈7-12%) по сравнению с профилями серии GA(W) аналогичной толщины. При этом также обеспечивается меньший уровень значений момента тангажа (|Δmzo|≈0.016-0.030 (или ≈15-28%). Сохранение безотрывного характера обтекания верхнего контура заявляемых профилей до высоких значений коэффициента Су с малым приращением сопротивления может также оказать благоприятное влияние на скороподъемность самолета.

Результаты испытаний новых профилей в компоновке высокорасположенного крыла (λ=10) модели легкого самолета (фиг. 16), проведенные в аэродинамической трубе при скорости М=0.15 и числе Рейнольдса подтвердили высокий заявляемый уровень несущих свойств крыла в крейсерской конфигурации со значениями удовлетворительное значение сопротивления Сх_о=0.037 и высокие значения Линейность в поведении зависимости Cy=f(а) сохраняется в диапазоне углов атаки α≈7÷13°(Су=-0.3÷1.7). Поведение коэффициента Су на закритических углах атаки α=17.6-21.6° достаточно плавное с малым снижением несущих свойств крыла на Применение механизации крыла в виде однощелевых выдвижных закрылков типа Фаулера с хордой обеспечило достижение значения Cy_max=2.89 в посадочной конфигурации модели.

Таким образом, применение заявляемых высоконесущих профилей П4-16М и П4-14М при разработке компоновок крыльев легких самолетов, а также легких транспортных самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП), позволяет;

- повысить значения коэффициента максимальной подъемной силы крыла,

- увеличить аэродинамическое качество на режиме набора высоты,

- сохранить удовлетворительный уровень значений сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете,

- создать реальную основу для обеспечения коротких дистанций взлета и посадки (КВП) самолетов с эффективной механизацией крыла, включающей выдвижные закрылки типа Фаулера

Модификация геометрии заявляемых профилей для значений толщин, близкихк исходным значениям, может быть выполнена в первом приближении путем пропорционального изменения геометрии их симметричной части, аналогично используемой методике пересчета координат профилей серий GA(W).

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке компоновок крыльев легких самолетов, а также крыльев легких транспортных самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП). Крыло легкого самолета характеризется тем, что выполнено с высоконесущим корневым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды с заданными значениями геометрических параметров корневого и концевой аэродинамических профилей. Задачей создания крыла легкого самолета является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы, аэродинамического качества крыла на режиме набора высоты и сохранение при этом умеренных значений коэффициентов сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете. 16 ил.

Крыло легкого самолета, характеризующееся тем, что выполнено с высоконесущим корневым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной хорды со следующими значениями геометрических параметров: