Крыло летательного аппарата
AIRCRAFT WING

Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике.
Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.
Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамиеского качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей M=0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.
Предшествующий уровень техники
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.
1/4
Известно крыло самолета Боинг В-777-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 230-231, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=30-35°.
1/4
Известно крыло самолета Эрбас A330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост.Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=30-35°.
1/4
Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-35° с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.
н.
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета (Патент РФ №2600413. МПК В64С 3/10, опуб. 20.10.2016 г.), состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-35° и содержащем сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля. Крыло сформировано по девяти базовым сечениям полученным при помощи трехэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по первым трем сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по третьему, четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0.84 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.
Техническим результатом изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и выполненным с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащим сверхкритические профили, причем крыло сформировано из четырех кусочных сегментов и содержит переднюю кромку, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва, а задняя кромка выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла, ПРИ этом крыло выполнено из сверхкритических профилей, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13-14% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100%.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:
На фиг. 1 - общий вид стреловидного крыла;
на фиг. 2 - типовой профиль консоли крыла;
на фиг. 3 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла;
на фиг. 4 - распределение крутки вдоль размаха крыла;
на фиг. 5 - распределение нагрузки по размаху крыла;
на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества К и показателя топливной эффективности К*М от числа Маха крейсерского полета.
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1 - стреловидное крыло летательного аппарата, 2 - центроплан, 3 - консоль крыла, 4 - передняя кромка крыла, 5 - задняя кромка крыла, 6, 7, 8, 9 - изломы задней кромки крыла, 10 - профиль крыла, 11 - убывающий закон распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 12 - закон распределения геометрической крутки (ε) сечений по размаху (z) крыла.
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4.5 и стреловидностью до χ=35°, без наплыва и излома по передней кромке (4) и с множественным изломом (6), (7), (8), (9) на задней кромке (5) крыла.
Сечения крыла образованы выбранными профилями (10) (фиг. 2). Крыло создается на базе пространственной поверхности, включающей определенные формы средних линий, закон распределения относительных толщин (11) (фиг. 3) с величинами порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% размаха крыла и до его конца и закона изменения геометрической крутки каждого профиля по размаху (12) (фиг. 4) с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3,6°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100% размаха крыла. Все характеристики находятся при решении задач оптимизации при заданных условиях полета.
Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности.
Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (Фиг. 5). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.
Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах ≈ 0,1÷0.6 в диапазоне чисел Маха М=0.85÷0.9 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.5 (Фиг. 6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
крейс
- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета в диапазоне чисел Маха M=0.84-0.9.