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, топливной эффективности и безопасности выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам ужесточаются требования к эксплуатируемым 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 за счет использования эффекта ламинаризации, 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 (М≈0,8), применению или частичному отказу от взлетно-посадочной механизации.
Важнейшими преимуществами предлагаемого решения так же 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 стреловидные крылья 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 D469054 S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость, повышенное значение коэффициента сопротивления и как следствие низкая топливная 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 (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 λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ=14-35°.
В качестве прототипа принято крыло летательного аппарата (Патент РФ №2662595. МГЖ В64С 3/14, опуб. 26.07.2018 г. ) выполненное с удлинением λ=9-12, стреловидностью χ= 10-35°, содержащее сверхкритические профили, при виде сверху 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, выполненный 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.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанного 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 крыла, позволяющего увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровня шума на местности за счет применения эффекта ламинаризации верхней поверхности крыла, возможности упрощения или частичного отказа от использования взлетно-посадочной механизации, использования экранирующего воздействия планера самолета на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷0.8 самолета со стреловидным крылом.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=9÷12, стреловидностью χ=10-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 14-17% в бортовом сечении до 11-14% в области 27-35% от его размаха и 8-11% в концевых сечениях крыла, при этом крыло выполнено с геометрической круткой, меняющейся по размаху от ε=1.5-2.5° в бортовых сечениях до ε=-2.0÷-3.5° в концевых сечениях. Характерный профиль консоли крыла выполнен с относительной кривизной 1÷2%.
На фиг. 1 - показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - типовой профиль крыла,
на фиг. 3 - распределение давления в сечениях крыла по размаху
на фиг. 4 - распределение циркуляции по размаху
на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 6 - 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°, с изломом по задней кромке 4, со скруглением 5 на участке 27-35% размаха крыла, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла выполнены с изменением от 14-17% в бортовом 6 сечении до 11-14% в области 27-35% от его размаха и 8-11% в концевых 7 сечениях крыла (Фиг. 1) При этом крыло выполнено с геометрической круткой с изменением по размаху от ε=1.5-2.5° в бортовых сечениях до ε=-20÷-3.5° в концевых сечениях.
Крыло содержит сверхкритические профили 8 (Фиг. 2). Характерный профиль консоли крыла выполнен с относительной кривизной 1÷2%.
Крыло сформировано по девяти 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, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов. На фигуре 3 приведено распределение давления в сечениях крыла по размаху.
Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределение циркуляции по размаху крыла близкий к эллиптическому, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 7 от преждевременного отрыва потока, что обеспечивает самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета. Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла (фиг. 4).
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 ΔКмах≈0.1÷0.3 в диапазоне чисел Маха М=0.78÷0.8 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.1÷0.2 (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 на дозвуковых скоростях полета М=0.7-0.8.
- увеличение показателя топливной эффективности на 1-5%