Крыло летательного аппарата
AIRCRAFT WING

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.
В настоящее время при создании пассажирских самолетов помимо обеспечения безопасности и высокой скорости полета на первый план выходят критерии экологического воздействия на окружающую среду, такие как снижения выбросов вредных веществ в атмосферу и уровень шума на месности. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.78-0.88.
Предшествующий уровень техники
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуотации при крейсерских числах М=0.78-0.88.
1/4
Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ= 28-35°, М=0.78-0.88.
1/4
Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ= 28-35°, М=0.78-0.88.
1/4
Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003г.), 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 №2600413, МПК В64С 3/10, опубл. 20.10.2016) Крыло состоит из центроплана, консоли. Крыло выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили. 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 до 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..
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и в области 25-35% размаха крыла как следствие потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 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 повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и как следствие снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбрасов в атмосферу, при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.86.
н.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде r≥1.0%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 65% 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÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла.
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 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,
на фиг. 3 – распределение закрученности вдоль размаха крыла,
на фиг. 4- типовой профиль крыла,
на фиг. 5 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 6 – изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета и показатель топливной эффективности К*М
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка, 6 – излом 7 – наплыв,  8 – кривая распределения толщины  сечений по размаху  крыла, 9 - распределение крутки крыла по размаху  крыла, 10 – сверхкритический профиль
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 χ=28÷35°, без изломов по передней кромке (4) и изломом  (6) и наплывом  (7)   на задней  кромки (5) крыла. Крыло имеет убывающий закон распределение толщины  (8)  (Фиг. 2) сечений по размаху  крыла  от 0 до 60% вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении  и уменьшается до 9% в концевом сечении  с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата (1)   спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5˚  (9) в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла (Фиг. 3).
н.
Крыло содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 4), характеризуются тем, что значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, r≥1.0%, выполнена небольшая модификация профиля крыла на участке от 60% до 100% вдоль хорды профиля крыла по сравнению с прототипом.
Крыло сформировано по девяти 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.
Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое 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 показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах ≈ 0.2÷0.5 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.4 (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 М=0.78-0.88.