СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО Советский патент 1995 года по МПК B64C3/14 

Изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями.

Целью изобретения является увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета М 0,78-0,8 самолета со стреловидным крылом.

На фиг.1 показано стреловидное крыло; на фиг.2 изображен типовой профиль консоли крыла; на фиг.3 показаны средние линии характерных продольных сечений крыла; на фиг.4 дан эпюрный вид обводов носовой части профиля; на фиг.5 показан центроплан с обшивкой двойной кривизны, поперечное сечение; на фиг.6 показано распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха центроплана; на фиг.7 изменение критерия топливной эффективности от параметров средних линий; на фиг.8 изменение коэффициента волнового сопротивления в зависимости от градиента средних линий передней зоны; на фиг.9 влияние наполнения передней части профиля на коэффициент индуктивного сопротивления.

Стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 и консоли 3 и выполнено с удлинением λ= 9,6-10,5, сужением η= 3,5-4,0 и стреловидностью χ= 25-30^о и суперкритическими профилями 4 со средними линиями 5, особенность которых состоит в наличии "полочного" участка 6. Обводы передней части 7 профилей (ДО ≈10 местных хорд) имеют коэффициент наполнения К_н 0,70-0,80 (фиг.4). Панели обшивки центроплана 8 имеют поверхность двойной кривизны, обеспечивающие характер распределения относительной максимальной толщины 8 в виде отрицательной вогнутости.

Показателем топливной эффективности q_т летательного аппарата является количество грамм топлива G_т, расходуемого на каждого пассажира на расстояние полета 1 км q_т= , где n количество пассажиров; L дальность полета самолета, при этом показатель топливной эффективности является величиной обратно пропорциональной произведению максимального аэродинамического качества на полетное число М.

Средние линии профилей консоли 3 данного крыла обеспечивают близкое к максимально возможному произведению К_макс ˙М (фиг.7), на котором положение вдоль оси Х точки максимальной ординаты средней линии, а среднее значение кривизны средней линии d Наличие "полочного " участка средней линии в зоне 10-40% местных хорд с предлагаемым соотношением 0,75-1,0, затягивает появление волнового сопротивления С_хв на верхней поверхности крыла по сравнению с применяемыми профилями (фиг.8).

Придание профилям большого радиуса носков с коэффициентом наполнения К_н 0,7-0,8 за счет реализации подсасывающей силы снижает индуктивное сопротивление (фиг.9) и тем самым увеличивает аэродинамическое качество на дозвуковых профилях. Коэффициент наполнения К_н определен как отношение площади эпюры носка профиля S_н к единичной эпюре S_e до линии 10% местных хорд (фиг. 4).

Данное формообразование обводов крыла позволит без ухудшения аэродинамических показателей уменьшить стреловидность крыла и увеличить его удлинение, что практически без увеличения весовой отдачи самолета обеспечит дополнительное увеличение аэродинамического качества и, как следствие, снижение расхода топлива.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на дозвуковых самолетах. Цель изобретения - увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета M 0,78 - 0,8. Цель достигается тем, что в стреловидном крыле (выполненном с удлинением λ = 9,6-10,5, сужением η = 3,5-4,0 и стреловидностью χ = 25-30^°, содержащем сверхкритические профили, средние линии крыла на участке от 10 до 40% местных хорд имеют "полочный" участок с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75 1,0 и с наполнением верхней поверхности передней части, равным K_н 0,7 - 0,8 до линии 10% местных хорд крыла. 9 ил.

СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО, содержащее сверхкритические профили и выполненное с удлинением λ = 9,6-10,5, сужением η = 3,5-4,0, и стреловидностью χ = 25-30^°, отличающееся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества и улучшения показателя топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета M 0,78 0,8, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным K_н 0,7 0,8, до линии 10% местных хорд и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий