Стреловидное крыло самолета
SWEPTWING OF THE AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к стреловидным крыльям самолетов дозвуковых и околозвуковых скоростей.
В настоящее время известны и получили наибольшее практическое применение крылья стреловидной формы с пилонами для подвески мотогондол воздушно-реактивных двигателей. На режимах взлета и посадки, вследствие уменьшения скорости полета, подъемная сила крыла значительно уменьшается. Для увеличения максимальной подъемной силы крыла на взлетно-посадочных режимах используется механизация крыла и, в частности, выдвижные предкрылки.
Известны многочисленные варианты конструктивного выполнения предкрылков (см., например, М.Н. Шульженко «Курс конструкции самолетов», М.: Машиностроение. 1965, стр. 259; патент США №4360 176; патент ФРГ OS 36 43 157; патент Великобритании №2 186 849). Как правило, предкрылки выполняют из отдельных секций, устанавливаемых по размаху крыла, что позволяет обеспечить надежность выдвижения предкрылков при изгибе крыла под действием аэродинамических нагрузок, а также дифференцировано отклонять секции предкрылков, с целью обеспечения оптимального угла отклонения каждой отдельной секции.
Секционное выполнение предкрылков получило наибольшее практическое применение на консолях стреловидных крыльев современных магистральных самолетов с одним и более турбовентиляторными двигателями, располагаемыми на пилонах на нижней поверхности крыла. Выдвижные секции предкрылков располагаются между фюзеляжем и пилонами мотогондол, а также на консольных частях крыла от пилонов мотогондол до концевых частей крыла. Примерами таких крыльев могут служить крылья пассажирских самолетов: А-320, (см., например, «Пассажирский самолет А-320», составитель Н.Н. Зайцева, ОНТИ ЦАГИ, 1993 г. »), А-350. (см., например, Henning Struber «The aerodynamic design of the A-350 XWB-900 high lift system» // Processing of 29-th Congress of the international Council of the Aeronautical science, 2014), Боинг-737, MC-21-300, Ty-204.
Стреловидное крыло самолета с секциями предкрылков, пилоном и мотогондолой, установленными на нижней поверхности крыла является наиболее близким аналогом и принято в качестве прототипа заявляемого изобретения.
На фиг. 1 Приложения к заявке, в качестве примера, приведено стреловидное крыла в плане самолета МС-21 с фюзеляжем, пилоном, мотогондолой и секциями предкрылков в убранном положении.
В прототипе заявляемого изобретения секции предкрылков в убранном положении выполняются с расположением их задних кромок вдоль общей прямой линии, таким образом, что размер хорд секций предкрылков линейно уменьшается вдоль размаха крыла от фюзеляжа до конца крыла (см. фиг. 1 Приложения).
Недостаток такого выполнения секций предкрылков заключается в том, что наличие мотогондолы приводит к ограничению диапазона углов отклонения секции предкрылка, которая расположена между фюзеляжем самолета и пилоном мотогондолы. Это связано с тем, что мотогондолы располагаются достаточно близко к нижней поверхности носовой части крыла. Необходимость такого расположения обусловлена тем, что на взлетно-посадочных режимах полета мотогондолы должны располагаться возможно дальше от поверхности взлетно-посадочной полосы, с целью предотвращения засасывания в двигатель посторонних предметов и уменьшения высоты стоек шасси. Ограничение области выдвижения секции предкрылка, расположенной между фюзеляжем самолета и пилоном мотогондолы, дополнительно усугубляется тем, что данная секция имеет размер хорды сечения секции предкрылка у пилона больший, чем размер хорды сечения секции предкрылка, расположенной с противоположной стороны пилона мотогодолы. Данное обстоятельство связано с монотонным увеличением размера хорд сечений предкрылков при смещении в сторону фюзеляжа (см. фиг. 1 Приложения). Больший размер хорды сечения секции предкрылка, расположенной у пилона мотогодолы со стороны фюзеляжа дополнительно ограничивает возможности выдвижения и отклонения данной секции на большие углы.
По этим причинам секция предкрылка, расположенная между фюзеляжем самолета и пилоном мотогондолы, выдвигается и отклоняется на меньшие углы, по сравнению с секциями предкрылка расположенными на консольной части крыла. Это приводит к более раннему возникновению отрыва потока в корневой части крыла, что в свою очередь, уменьшает критический угол атаки и коэффициент максимальной подъемной силы крыла.
Задачей изобретения является разработка секции предкрылка стреловидного крыла с увеличенным диапазоном углов выдвижения и отклонения.
Технический результат изобретения заключается в увеличении коэффициента максимальной подъемной силы крыла и критического угла атаки самолета.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что стреловидное крыло самолета содержащее нижнюю поверхность, пилоны мотогондол, установленных на нижней поверхности, первые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности между фюзеляжем самолета и соответствующей стороной пилона мотогондолы, и вторые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности с противоположной стороны от упомянутого пилона, при этом каждая первая секция предкрылка выполнена с размером хорды сечения предкрылка у пилона мотогондолы меньшим на 10-20% размера хорды сечения второй секции предкрылка с противоположной стороны пилона мотогондолы.
Сущность заявляемого изобретения состоит в увеличении диапазона углов выдвижения и отклонения секции предкрылка стреловидного крыла, расположенной между фюзеляжем и пилоном, путем уменьшения размера хорды сечения секции предкрылка стреловидного крыла у пилона мотогондолы. Это позволяет увеличить угол отклонения данной секции предкрылка стреловидного крыла, задержать возникновение отрыва потока до больших углов атаки и, как следствие, увеличить критический угол атаки и коэффициент максимальной подъемной силы крыла.
На фиг. 1 показан схематический чертеж в плане части стреловидного крыла с модифицированной секцией предкрылка и прототипом в убранном положении между фюзеляжем и пилоном с мотогондолой.
На фиг. 2 показан схематический чертеж в плане части стреловидного крыла с модифицированной секцией предкрылка и прототипом в выдвинутом положении между фюзеляжем и пилоном с мотогондолой.
На фиг. 3 показан схематический чертеж сечения части стреловидного крыла у пилона мотогондолы с модифицированной секцией предкрылка и секцией прототипом в убранном и выдвинутом положениях.
На фиг. 4 приведены расчетные зависимости коэффициента подъемной силы Суа=Суа(α) от угла атаки самолета с модифицированной секцией предкрылка стреловидного крыла и с секцией предкрылка прототипа.
В убранном положении предкрылков, секция 1 предкрылка стреловидного крыла 2 с предкрылками и пилонами 3 мотогондол 4 располагается между фюзеляжем 5 самолета и пилоном 3 мотогондолы 4 (фиг. 1). Хорда сечения 6 секции 1 предкрылка стреловидного крыла у пилона 3 мотогондолы выполнена с размером равным или меньшим на 10-20% размера хорды сечения 7 секции предкрылка стреловидного крыла 8, расположенной у противоположной стороны пилона 3 мотогондолы 4 (см. фиг 1).
Как показали исследования авторов, в выдвинутом положении секцию 1 предкрылка, заявляемого стреловидного крыла, предпочтительно устанавливать с расположением задней кромки 9 (фиг. 2) сечения 10 (фиг. 3) у пилона мотогондолы, совпадающим или близким к положению задней кромки секции предкрылка прототипа. Такое расположение модифицированного предкрылка сохраняет исходный размер щели между предкрылком, заявляемого стреловидного крыла и основной частью крыла (фиг. 2, 3). Меньший размер хорды сечения 10 секции 1 предкрылка стреловидного крыла у пилона 3 позволяет отклонить секцию 1 предкрылка стреловидного крыла на больший угол, равный или превышающий углы отклонения секций предкрылков на консольной части крыла (см. фиг. 3). Увеличение угла отклонения секции 1 предкрылка стреловидного крыла приводит к задержке возникновения отрыва потока в корневой части крыла, что в свою очередь приводит к увеличению критического угла атаки и коэффициента максимальной подъемной силы крыла.
Численное моделирование обтекания самолета с отклоненными секциями предкрылков в посадочном положении проведено как для прототипа, так и для модифицированной конфигурации заявляемой бортовой секции предкрылка стреловидного крыла, расположенной между фюзеляжем и пилоном мотогондолы. В исходной конфигурации крыла максимально возможный угол отклонения данной секции предкрылка стреловидного крыла на 4° меньше, чем углы отклонения секций на консольной части крыла. В модифицированной конфигурации в предложенном техническом решении бортовая секция предкрылка стреловидного крыла отклонена на тот же угол, что и другие секции предкрылка на консольной части крыла. Расчеты были проведены с использованием известного пакета программ ANSYS CFX [В.В. Вышинский, Г.Г. Судаков. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования // Труды ЦАГИ. Вып. 2673. 2007. 22 с].
mах
Проведенные расчеты показали, что использование заявляемой секции предкрылка стреловидного крыла позволяет увеличить критический угол атаки стреловидного крыла самолета на 2° и максимальное значение коэффициента подъемной силы Суa на Δ=0.06-0.07 (фиг. 4).