КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AERIAL VEHICLE WING

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.
Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредством снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.86.
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.
1/4
Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=28-35°.
1/4
Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=28-35°.
н.
в.п.
в.п.mах
в.п.mах
Известно стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r≤0.7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением У/У≥0,75 и положением ординаты У верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части (Патент РФ №2540293. Кл. В64С 3/10, 2013 г.).
н.
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме выполнена с вогнутым участком в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, при этом форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля (Патент РФ №2600413, Кл. В64С 3/10, 2016).
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и, как следствие, потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.
Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества) несущих свойств самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.
н.
70%
ср.л.max
в.п.
в.п.max
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненном с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла отнесенных к местной хорде r≥1.5%, распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений c≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии у=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением у/у≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.
На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,
на фиг. 3 - распределение нагрузки по размаху крыла,
на фиг. 4 - типовой профиль крыла,
на фиг. 5 - бортовой профиль крыла,
на фиг. 6 - профиль крыла,
на фиг. 7 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 8 - 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=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с плавным скруглением 6 по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Благодаря отсутствию изломов по передней 4 и задней 5 кромке крыло имеет более равномерное распределение толщины  7 (Фиг. 2) сечений по размаху  крыла и меньшее распределение нагрузки 8 (Фиг. 3) по размаху крыла, отличающегося от эллиптического.
н.
70%
ср.л.mах
в.п.
в.п.mах
Крыло содержит сверхкритические профили 9 (фиг. 4). Профиль бортового сечения 10 (фиг. 5) крыла имеет увеличенную площадь в носовой части 11 на величину 20-50% относительно профиля крыла (фиг. 6) значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, r≥1.5%. Распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений с≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии у=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением у/у≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.
Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей 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. 7) 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 ≈ 0.5÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.6 (Фиг. 8) 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=0.82-0.86.