Крыло летательного аппарата

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.
2
Разработка концепции перспективных магистральных и региональных самолетов в том числе нетрадиционной схемы с крыльями большого удлинения, обеспечивающих снижение аварийности, шума, эмиссии NOx, расхода топлива и эмиссии СО, удельной стоимости разработки и жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолетов 2025-2030 гг. Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости полета и уровню акустического воздействия. Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и предназначено для разработки средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с крейсерской скоростью полета в диапазоне М=0.8-0.92.
1/4
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное схема пассажирского самолета включает в себя крыло, мотогондолу и другие элементы такие как фюзеляж, хвостовое оперение и др. Известно крыло самолета Эрбас А330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=30-35°.
Известно крыло самолета ИЛ-96М, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью до 30°, и содержащее сверхкритические профили, крейсерская скорость полета М=0.8, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.).
Известно техническое решение - способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» (Патент РФ №2605653 МПК В64С 39/10, опуб. 27.12.2016 г.). Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу двигателя устанавливают в хвостовой части крыла таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы двигателя и поверхностью крыла составляет (0,37-0,41) D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата (Патент РФ №2749174 МПК В64С 3/10, опуб. 07.06.2021 г.), состоящее из центроплана и консолей, выполненное с единой передней кромкой без излома со стреловидностью χ=28-35°, каждая консоль соединена с центропланом с изломом по задней кромке и имеет излом задней кромки на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси. Относительная толщина профиля центроплана имеет величину 14÷16%, а относительная толщина профиля консоли имеет 11÷12% на участке от центроплана до излома консоли, которая выполнена с положительной закрученностью ε=2÷5° в сечении 0÷10% полуразмаха крыла. Концевые сечения на участке 50÷100% полуразмаха крыла выполнены с отрицательной закрученностью ε=(-2)÷(-5)°.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшенное обтекание крыла, потери аэродинамического качества и недостаточная топливная эффективность при числе М≥0,8.
Задачей и техническим результатом создания полезной модели является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества К) и топливной эффективности на высоких дозвуковых скоростях полета М=0.8-0.92.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что крыло летательного аппарата содержит центроплан и консоли, каждая консоль выполнена с единой прямой передней кромкой с центропланом, с изломом по задней кромке на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси симметрии фюзеляжа. Крыло выполнено со стреловидностью 36÷38°, центроплан выполнен из профилей, имеющих относительную толщину в диапазоне 16,5÷18%, а относительная толщина профилей консолей находится в диапазоне 12,5÷13%. Полезная модель поясняется следующими фигурами.
На фиг. 1 показан общий вид полуразмаха крыла;
на фиг. 2 - сравнение крыла (без мотогондол) прототипа с предлагаемым крылом (вид сверху);
на фиг. 3 - внешний вид предлагаемой полезной модели;
на фиг. 4 - типовой профиль сечения центроплана крыла;
на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла;
на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета для предполагаемого крыла и прототипа.
Полуразмах крыла летательного аппарата 1 (фиг. 1) состоит из центроплана 2 сложной пространственной формы и консоли 3. Консоль 3 выполнена с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4.5, стреловидностью χ=36÷38°.
Консоль выполнена с единой с центропланом прямой передней кромкой 4 без излома, с изломами 5 и 6 по задней кромке 7, задним наплывом 8. Излом 5 это место соединения центроплана с консолью, излом 6 расположен на расстоянии 35÷50% полуразмаха крыла от центральной оси симметрии фюзеляжа самолета.
Крыло спроектировано с относительной толщиной профилей в области: центроплана в пределах 16,5÷18%, а относительная толщина профилей консоли находится в диапазоне 12,5÷13%.
На фиг. 2 представлено сравнение крыла (без мотогондолы) прототипа с аналогом (вид сверху). На фиг. 3 показан внешний вид предлагаемой полезной модели.
2
Проектирование профилировки крыла проводилось при помощи алгоритма многорежимной оптимизации. Оптимизация формы крыла осуществлялась в присутствии 2-х мотогондол на следующих режимах полета: М=0.85 Су=0.55; М=0.85 Су=0.5; М=0.84 Су=0.55; М=0.84 Су=0.525; М=0.86 Су=0.525 (Re=4 млн, Хпер=0.01). Характеристики относились к площади трапеции S=400 м, размах крыла L=60 м. Максимизировалось средневзвешенное аэродинамическое качество с разными весовыми коэффициентами на указанных режимах, которое записывается в виде:
1
1
2
2
5
5
1
2
5
<К>=(w⋅K+w⋅K+…+w⋅K)/(w+w+…+w),
где Ki - аэродинамическое качество на i-ом режиме.
Веса wi подбирались с целью достижения равномерного протекания волнового сопротивления во всей области крейсерских полетов. Количество проектных переменных составляло N~50. Варьировались глобальные характеристики сечений крыла, такие как крутка, вогнутость, величина "подрезки", положение Умах по верхней и нижней поверхности, отклонение хвостика, носика, положение сечения по вертикали и т.д., так и локальные, в виде местных горок и впадин. На некоторых этапах использовались и обратные методы для целенаправленного воздействия на эпюру давления, в частности в области центроплана и излома Z=0.433.
В результате оптимизационной процедуры был определен оптимальный набор проектных параметров, который максимизирует выбранную целевую функцию с учетом аэродинамических и конструктивных ограничений. Аэродинамические ограничения накладывались на величину продольного момента (ввиду требования самобалансировки) и изгибающего момента (для снижения веса крыла). Кроме того, накладывалось ограничение на максимальный угол атаки в крейсерском режиме (угол наклона пола пассажирского салона), который не должен был превышать 3°. Крыло содержит профили (фиг. 4).
Был выполнен ряд расчетных исследований, результаты которых 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 (фиг. 6) показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей увеличить максимальное аэродинамическое качество самолета на ΔКмах ≈ 0.5÷1 и получить для дальнемагистралъного пассажирского самолета улучшение показателя топливной эффективности на 5-10%.
Таким образом, предложенное крыло летательного аппарата обладает следующими преимуществами:
- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на высоких дозвуковых скоростях полета М=0.8-0.92.