Крыло летательного аппарата
WING OF AN AERIAL VEHICLE

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения.
В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения безопасности, высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.
Известны различные технические решения крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла.
1/4
Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцев Н.Н., стр 21-23, Техническая информация, ЦАГИ, 1993 г.), состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ=14-28°.
Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2662595. МПК В64С 3/14, опуб. 26.07.2018 г.), взятое за прототип, содержащее центроплан и консоли, выполненное с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащее сверхкритические профили, в области от 0 до 33% передняя и задняя кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромка имеют участок сопряжения центроплана и консоли со скруглением, при этом относительная толщины профилей крыла меняется от с 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении крыла.
Общим для рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания крыла, связанное с влиянием пилонов, мотогондол и других элементов конструкции самолета и как следствие более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка крыла, позволяющего увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷.82.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоли, выполненным с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°, задняя кромка в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, передняя кромка выполнена прямолинейной (без излома), относительная толщина профиля крыла 14÷17% в бортовом сечении, 11% в области центроплана и 8÷10% в концевом сечении, соединение центроплана и консоли выполнено с плавным сопряжением 37% - 40% размаха крыла, крыло выполнено с геометрической круткой ε=3,0° ÷3,5° в бортовых сечениях и геометрической круткой ε = (-4,0°) ÷ (-4.5°) в концевых сечениях.
На фиг.1 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг.2 - типовой профиль крыла,
на фиг.3 - распределение циркуляции по размаху крыла,
на фиг.4 - распределение давления в характерном сечении крыла,
на фиг.5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг.6 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,
Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=9÷12 и стреловидностью χ=10÷35°, без излома (прямолинейным) по передней кромке 4. Задняя кромка 5 в области от О до 33% выполнена с наплывом. Соединение центроплана и консоли выполнено с плавным сопряжением 6 в области 37% - 40% размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14÷17% в бортовом сечении 7 и уменьшается до 8÷10% в концевом сечении 8 (Фиг. 1) с практически неизменным значением 11% в области центроплана. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью в диапазоне ε = 3,0° ÷ 3,5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью в диапазоне ε = (-4,0°) ÷ (-4.5°), закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер.
Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределение циркуляции (Фиг. 3) по размаху крыла близкий 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 8 от преждевременного отрыва потока, что обеспечивает самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета.
Крыло содержит сверхкритические профили 9 (Фиг. 2), распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 35÷50% хорды профиля, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20÷50% хорды профиля и отрицательные значения координат конца профиля по хорде.
Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета: М=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М=0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов.
Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла.
Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху (фиг. 4). 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 обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах≈0.1÷0.5 в диапазоне чисел Маха М=0.7÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.1÷0.75 (Фиг. 6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.
Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, скорости полета, кроме того оно может быть использовано для создания самолетов с пониженным уровнем шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне в хвостовой части фюзеляжа выше верхней поверхности крыла, обеспечивающее экранирующее воздействие от планера при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
крейс
- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷0.82.