СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 2025 года по МПК B64C3/14 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

[0001] Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных дозвуковых пассажирских самолетов.

[0002] Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется безопасности полета, в частности, на взлётно-посадочных режимах и в условиях обледенения, а также повышению скорости крейсерского полёта. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей M=0,84-0,86.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0003] 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 χ_1/4=30-35°.

[0004] Наиболее близким аналогом изобретения является стреловидное крыло самолета, которое состоит из центроплана, консолей, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5 и стреловидностью до X=35° и содержащим суперкритические 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 %, при этом 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 (RU 2600413 C1, дата публикации 20.10.2016).

[0005] Общим недостатком для рассмотренных скоростных крыльев является малая величина радиусов носков сечений крыла, что приводит к ухудшению характеристик на взлётно-посадочных режимах и при полёте в условиях обледенения, хотя и позволяет снизить потери аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0006] Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик самолета на крейсерских режимах полёта, на взлётно-посадочных режимах и при полёте в условиях обледенения.

[0007] Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в обеспечении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности на крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0,84-0,86 при улучшенных взлётно-посадочных характеристиках и характеристиках в условиях обледенения.

[0008] Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и законцовки, выполнено с удлинением λ=12,04, включая законцовку, сужением η=4,5 и стреловидностью X=35°, и сформировано из суперкритических профилей, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r_n=0,8-1,4 %, причем средняя линия профилей крыла до 30 % размаха по форме имеет отрицательную кривизну до 1,7 % хорды, средняя линия профилей от 30 до 50 % размаха имеет нулевую кривизну до 45 % хорды и положительную кривизну в хвостовой части профиля, средняя линия профилей от 50 до 100 % размаха имеет положительную кривизну, увеличивающуюся по хорде до 2 %, законцовка крыла имеет размах 7 % от размаха крыла, переменную стреловидность Хпк=35…58° и сформирована из суперкритических профилей относительной толщиной 9-11 %, при этом средние линии профилей на законцовке имеют максимальную кривизну до 3 % ближе к середине профиля.

[0009] Крыло сформировано по тринадцати базовым сечениям (I-XIII на фиг. 1), полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования. Увеличенные радиусы носков профилей r_n=0,8-1,4 % приводят к меньшей интенсивности нарастания ледяных отложений при полётах в условиях обледенения, а также увеличивают несущие свойства крыла на больших углах атаки.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0010] На графических материалах, поясняющих сущность заявляемого изобретения, показано:

фиг. 1 – общий вид стреловидного крыла летательного аппарата и базовые сечения крыла;

фиг. 2 – распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла;

фиг. 3 – типовой профиль консоли крыла;

фиг. 4 (a), (b), (c) – средние линии профилей;

фиг. 5 (a), (b) – распределение нагрузки и коэффициента подъемной силы по размаху крыла;

фиг. 6 – распределение крутки крыла по размаху;

фиг. 7 – изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета для предлагаемого крыла и прототипа.

[0011] На фиг. 1-3 цифрами обозначены следующие позиции:

1 – крыло летательного аппарата; 2 – центроплан; 3 – консоль крыла; 4 – передняя кромка; 5 – задняя кромка; 6 – излом; 7 – наплыв; 8 – законцовка крыла; 9 – суперкритический профиль; 10 – носок; 11 – верхняя поверхность; 12 – нижняя поверхность; 13 – участок сильной кривизны.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0010] Осуществление изобретения подтверждается нижеприведенными вариантами реализации заявленного крыла самолета и поясняется графическими материалами.

[0011] Крыло летательного аппарата 1 (фиг. 1) состоит из центроплана 2, консоли 3 и законцовки 8, выполнено с удлинением λ=12,04 c учетом законцовки, сужением η=4,5 и стреловидностью X=35°, без наплыва и излома по передней кромке 4 и с изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла. Излом 6 по задней кромке 5 выполнен в виде скругления, из-за чего крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений (C) по размаху крыла (Z/L) (фиг. 2).

[0012] Крыло сформировано из суперкритических профилей (фиг. 1), передняя кромка 4 крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка 5 выполнена с наплывом 7. Величина радиусов носков 10 сечений крыла (фиг. 3), отнесенных к местной хорде, составляет r_n=0,8-1,4 %. Средняя линия между верхней 11 и нижней 12 частями профилей крыла до 30 % размаха по форме имеет отрицательную кривизну до 1.7 % хорды (или 0.017 от хорды), средняя линия профилей от 30 до 50 % размаха имеет нулевую кривизну до 45 % хорды и положительную кривизну в хвостовой части профиля 13, средняя линия профилей от 50 до 100 % размаха имеет положительную кривизну, увеличивающуюся по хорде до 2 % (фиг. 4 (a), (b), (c)), средняя линия профилей на законцовке 8 имеет максимальную кривизну до 3 % ближе к середине профиля.

[0013] Законцовка крыла 8 спроектирована по специальной технологии, обеспечивающей повышение аэродинамических характеристик на крейсерском и взлётных режимах и уменьшение изгибающего момента крыла на предельных режимах. Законцовка 8 сформирована из суперкритических профилей относительной толщиной 9-11 % и имеет специальную геометрическую крутку (фиг. 2, 6). Размах законцовки 8 составляет 7 % размаха крыла. Стреловидность законцовки 8 переменная Хпк=35…58° и подобрана для требуемой разгрузки крыла при высоких скоростных напорах.

[0013] Распределение подъёмной силы по размаху (рис. 5а) таково, что распределение циркуляции отличается от эллиптического (фиг. 5б,), что обусловлено формой профилей и специально для этой формы подобранной круткой крыла (фиг. 6). Такое распределение подъёмной силы позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент крыла и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.

[0014] Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых крейсерских скоростях полета в диапазоне чисел Маха Мкрейс=0,84-0,86 (фиг. 7);

- улучшенные взлётно-посадочные характеристики;

- улучшенные характеристики в условиях обледенения.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов. Стреловидное крыло состоит из центроплана, консолей и законцовки и выполнено с удлинением по базовой трапеции λ=12.04 с учетом законцовки, сужением η=4.5 и стреловидностью X=35°, сформировано из суперкритических профилей, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом и изломом в виде скругления. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде сечения, составляет r_n=0.8-1.4 %. Причем средняя линия профилей крыла до 30 % размаха по форме имеет отрицательную кривизну до 1.7 % хорды, средняя линия профилей от 30 до 50 % размаха имеет нулевую кривизну до 45 % хорды и положительную кривизну в хвостовой части профиля, средняя линия профилей от 50 до 100 % размаха имеет положительную кривизну, увеличивающуюся по хорде до 2 %. Законцовка крыла имеет размах 7 % от размаха крыла, переменную стреловидность Хпк=35…58°, сформирована из суперкритических профилей относительной толщиной 9-11 %, при этом средние линии профилей на законцовке имеют максимальную кривизну до 3 % ближе к середине профиля. Технический результат – обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности на крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.86 при улучшенных взлётно-посадочных характеристиках и характеристиках в условиях обледенения. 7 ил.

Стреловидное крыло самолета (1), состоящее из центроплана (2), консолей (3) и законцовки (8), выполнено с удлинением по базовой трапеции λ=12.04 с учетом законцовки, сужением η=4.5 и стреловидностью X=35°, сформировано из суперкритических профилей, передняя кромка (4) крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка (5) выполнена с наплывом (7) и изломом (6) в виде скругления, величина радиусов носков (10) сечений крыла, отнесенных к местной хорде сечения, составляет r_n=0.8-1.4 %, причем средняя линия профилей крыла до 30 % размаха по форме имеет отрицательную кривизну до 1.7 % хорды, средняя линия профилей от 30 до 50 % размаха имеет нулевую кривизну до 45 % хорды и положительную кривизну в хвостовой части профиля, средняя линия профилей от 50 до 100 % размаха имеет положительную кривизну, увеличивающуюся по хорде до 2 %, законцовка (8) крыла имеет размах 7 % от размаха крыла, переменную стреловидность Хпк=35…58°, сформирована из суперкритических профилей относительной толщиной 9-11 %, при этом средние линии профилей на законцовке (8) имеют максимальную кривизну до 3 % ближе к середине профиля.