Крыло летательного аппарата
AIRCRAFT WING

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и в частности к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.
В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения 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 и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.
Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, кроме того, оно может быть использовано для снижения уровня шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне над крылом и экранирующего воздействия планера при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (M≈0,8).
Важнейшими преимуществами предлагаемого решения также являются: возможность установки на самолете двигателей большой и сверхбольшой двухконтурности увеличенного диаметра вследствие снятия ограничения на их размеры при размещении над крылом; возможность расширения условий базирования за счет увеличения клиренса, уменьшения шума на местности за счет экранирования шума, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП; благоприятные возможности для управления вектором тяги (улучшение топливной эффективности).
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 НА-420 Honda Jet разработанный компанией Honda. Мотогондолы двигателей установлены на крыле на пилоне. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040 км с максимальной скоростью 790 км/ч (см. патент US D 469054 S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость и дальность, как следствие, низкая топливная эффективность.
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, C2). 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, 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 (Cy.) 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 λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью .
Известно стреловидное крыло (Патент РФ №1827975. МПК В64С 3/00, опубл. 20.10.1995 г.), выполненное с удлинением λ>7, стреловидностью χ=20-35° и имеющее на скользящей части с 20% полуразмаха профили с относительной малой толщиной c=7÷13 и средними линиями положительной кривизны с отношениями максимальной кривизны к ее среднему значению f/fcp=1.4÷1.5.
Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2406647. МПК B64C 3/14, опубл. 20.12.2010 г.), взятое за прототип, выполненное с удлинением λ>7, стреловидностью χ=10-35°, содержащее сверхкритические профили, построенное на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанных 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 конструкции крыла, позволяющая увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровень шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета на дозвуковых скоростях полета M=0.7÷0.8 самолета со стреловидным крылом.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоль, выполненном с удлинением χ=9-12, стреловидностью χ=10-35° и содержащем сверхкритические профили, в области от 0 до 33% размаха крыла передняя и задняя кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромки имеют участок сопряжения участков центроплана и консоли со скруглением, при этом относительная толщина профиля крыла меняется от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении крыла.
На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - профиль крыла,
на фиг. 3 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 4 - 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°, при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла передняя 4 и задняя 5 кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромки имеют участок сопряжения 6 и 7 участков центроплана и консоли со скруглением, при этом относительная толщина профиля крыла меняется от 15-16% в бортовом сечении 8 до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении 9 крыла (Фиг. 1). Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью ε=2-3° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε= -2-4°, закон изменения крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер. Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения циркуляции по размаху крыла, отличающийся от эллиптического, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 9 от преждевременного отрыва потока, что обеспечивает самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета.
н
Крыло содержит сверхкритические профили (фиг. 2), значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде составляет г.≥0.5%, распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20-70% хорды профиля.
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: M=0.77 Cy=0.6; M=0.78 Cy=0.525, 0.6, 0.725; M=0.79 Cy=0.575; M=0.8 Cy=0.525, трубные с фиксированным переходом M=0.78 Cy=0.58; M=0.79 Cy=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла M=0.79 Cy=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. 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.
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≈0.1÷1.1 в диапазоне чисел Маха M=0.75÷0.8 и топливной эффективности ΔКмах*M≈0.1÷0.75 (Фиг. 4) 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=0.7-0.8.