Крыло летательного аппарата

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике и, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использована при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности.
Крыло летательного аппарата с малой стреловидностью λ≤14-16°, сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, с участками естественной ламинаризации, обеспечивающими повышенное значение аэродинамического качества и, как следствие, снижение потребляемого топлива и уменьшение выброса продуктов горения в атмосферу.
Известны различные технические решения стреловидных 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.
Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей, расположенных на пилоне над крылом.
Известен самолет Бе-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 136-138, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.). Самолет предназначен для перевозки до 72 пассажиров на расстояние до 3600 км с максимальной скоростью 710 км/ч (см. патент RU 2276650, МПК B64D 27/00, 2005 год, С2). К недостаткам этого самолета можно отнести низкую крейсерскую скорость полета и низкое аэродинамическое качество из-за установки двигателей в области стыка крыла и фюзеляжа и как следствие этого низкую топливную эффективность.
Известен самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. (Гражданская авиация / ред. Джим Винчестер;пер. с англ. М.М. Михайлова. - М.: АСТ: Астрель, 2010, - 265 с цв. ил. - (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200 км с максимальной скоростью 780 км/ч.
доп.
Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75, вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, и как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.
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.), выполненное с удлинением А,=8-11, сужением л=3-4, стреловидностью xi/4=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 всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанного с влиянием кривизны и угла заклинения профилей на аэродинамические характеристики и, как следствие, более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.
Задачей и техническим результатом настоящей полезной модели является улучшение обтекания самолета со стреловидным крылом, увеличение его аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷08.
закл
cp
макс
сp
закл
cp
cp
закл
закл
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоли, выполненные с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащем сверхкритические профили, задняя кромка которых в области от 0 до 33% размаха крыла от оси симметрии фюзеляжа выполнена с изломами, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, консоли крыла выполнены с углом заклинения ϕ=1-3,6°, профиль центроплана выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f=0,6-1%, максимальное f=1-4%, при этом его средняя кривизна связана с углом заклинения соотношением df/dϕ=(0,25-0,75), где df - приращение среднего значения относительной кривизны f, а dϕ - приращение угла заклинения ϕ.
На фиг. 1 показан общий вид полуразмаха стреловидного крыла,
на фиг. 2 - типовой сверхкритический профиль крыла;
на фиг. 3 - средние линии характерных продольных сечений крыла,
на фиг. 4 - средний линии профилей центроплана,
на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,
Полуразмах крыла летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°, без излома по передней 4 и с изломом и скруглением 5 по задней кромке на участке 27-35% размаха крыла.
cp
макс
Крыло содержит сверхкритические профили (Фиг. 2). Профиль имеет положительную кривизну со средним значением f=0,6-1% и максимальную относительную кривизну f=1,2-4%. (фиг. 3).
закл
cp
макс
cp
закл
cp
cp
закл
закл
Консоль крыла выполнена с углом заклинения ϕ=1,1-3,6°, профиль центроплана выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f=0,6-1%, максимальное f=1-4%, при этом его средняя кривизна связана с углом заклинения соотношением df/dϕ=(0,25-0,75), где df - приращение среднего значения относительной кривизны f, а dϕ -приращение угла заклинения ϕ.
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. Проведенная процедура позволила получить описанные выше геометрические характеристики крыла такие как координаты профилей, угол установки профилей, относительная толщина.
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. 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 λКмах ≈ 0.1÷4 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.
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.