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 беспилотных и региональных самолетов, так и для модернизации уже существующих летательных аппаратов.
Предшествующий уровень техники
Потеря подъемной силы крыла на закритических углах атаки и последующее сваливание являются одной из главных причин авиационных происшествий, особенно в легкой авиации общего назначения. Выход на закритические углы атаки может быть вызван как ошибками пилотирования, так и сильными порывами ветра. Поведение самолета во время сваливания зависит от многих факторов, среди которых можно выделить форму в плане (сужение и стреловидность); распределение крутки и профилировки по размаху; наличие устройств, провоцирующих или затягивающих отрыв потока (предкрылки, вихрегенераторы, щели, “зубья”, “запилы”, треугольные накладки на передней кромке); положение оперения относительно крыла; загрязнение передней кромки; обледенение и др.
крит
Улучшения характеристик сваливания можно достичь путем применения в компоновке крыла профилей с так называемым ”мягким” срывом, которые имеют достаточно большой диапазон Cy≈const в окрестности α. Проектированию подобных профилей для беспилотных летательных аппаратов посвящены работы. В них требование “мягкого” срыва сочеталось с требованием высокого аэродинамического качества за счет протяженных участков ламинарного пограничного слоя на верхней и нижней поверхностях профиля. При преждевременной турбулизации резко ухудшаются не только характеристики сопротивления, но и несущие характеристики.
Известны различные схемы крыльев современных беспилотных летательных аппаратов (БЛА).
Известно крыло БЛА IAI Heron (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005 г., стр 445-500). выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.
Известно крыло MQ-1 Predator (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005г., стр 445-500) выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.
н.
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, БЛА “Орион” (http://kronshtadt.ru/products/bespilotny-e-sistemy-i-robototehnika/ae-rokosmicheskie-sistemy/kompleksy-s-bla/) состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r≤0.5%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 20-80% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 20 до 100%  профиля.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла после величин углов атаки α соответствующих максимальным значения коэффициента подъемной силы Су и как следствие резкое снижение несущих свойств БПЛА, что может привести к потери БПЛА.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.
у
х
мах
Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств на крейсерском режиме полета и сохранение несущих свойств самолета БПЛА после значений С без значительных ухудшений и снижения коэффициента сопротивления С.
н.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, состоящем из состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r≤0.5%, отличается тем что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100%  профиля.
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 - типовой профиль крыла,
у
на фиг. 3 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы С от угла атаки α для предлагаемого крыла и крыла прототипа,
у
х
на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы С от коэффициента сопротивления С для предлагаемого крыла и крыла прототипа
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – сверхкритический профиль
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная,
н.
Крыло содержит сверхкритические профили (4) (фиг. 2). Типичный профиль крыла имеет величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100%  профиля.
Крыло сформировано по трем базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.
Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.
у
Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет эксплуатировать летательный аппарат в большом диапазоне углов атаки α без ухудшение несущих свойств, очень плавный характер срыва с затянутым участком С≈const (Фиг. 3) и при улучшении коэффициетта сопротивления на 2-5% (Фиг. 4), что позволит эксплуатировать летательный аппарат большее количество времени без дозаправки.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
- высокие несущие свойства и топливная эффективность на эксплуатационных режимах полета.