КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT WING

Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных ближне-, среднемагистральных пассажирских самолетов.
Предшествующий уровень техники
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.
Известно крыло самолета Аэро Интернешнл Ридженл RJ70 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 86-87, М., АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью .
Известно крыло самолета Антонов Ан-148 (см. Ан-148, сост. Jasse Russell, М., 2012 г.), взятое за прототип, выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью .
В качестве недостатка, который можно указать, является рост коэффициента сопротивления и, как следствие, большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,78, в результате значительное снижение топливной эффективности.
Сущность изобретения
Цель изобретения состоит в получении низкого значения коэффициента сопротивления и, как следствие, обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности и увеличении крейсерской скорости полета при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов в схеме «высокоплан».
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение низкого значения коэффициента сопротивления и показателя топливной эффективности при обеспечении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящим из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненным с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью  и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва, задняя кромка выполнена с наплывом и составлена из профилей с относительными толщинами  в бортовом сечении,  в сечении излома задней кромки крыла и  в концевом сечении крыла, величина геометрической крутки крыла положительна от бортового сечения до , после этого значения геометрической крутки отрицательны до конца крыла, распределения толщин сечений крыла характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:
На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,
на фиг. 3 - характерное распределение крутки сечения крыла,
на фиг. 4 - типовой профиль консоли крыла,
на фиг. 5 - распределение нагрузки по размаху крыла,
на фиг. 6 - распределение давления в сечениях крыла,
на фиг. 7 - распределение коэффициента давления по оси фюзеляжа,
на фиг. 8 - изменение коэффициента Сх от числа Маха М.
На фиг. 1-8 цифрами обозначены следующие позиции:
1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка; 5 - задняя кромка; 6 - излом по задней кромке; 7 - размах крыла; 8 - сверхкритические профили; 9 - носок крыла; 10 - участок сильной кривизны; 11 - участок малой кривизны.
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=9÷11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью , при виде сверху передняя кромка крыла прямолинейная без изломов по передней (4) и задней (5) кромкам и с изломом 6 по задней кромке на участке 30-40% размаха крыла. Крыло имеет более равномерное распределение толщины  сечений по размаху (7)  крыла (Фиг. 2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими излом задней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла. Крыло выполнено с положительной геометрической круткой от бортового сечения до z=0.5, после этого значения геометрической крутки отрицательные до конца крыла (Фиг. 3).
Крыло содержит сверхкритические профили (8) (Фиг. 4), характеризующиеся увеличенными радиусами носков (9) и сильной кривизной (подрезкой) (10) в хвостовой части профиля, положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной толщиной хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны (11) на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля.
Распределение нагрузки по размаху близко к эллиптическому (Фиг. 4). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.
Крыло спроектировано с полочным распределением давления в зоне центроплана, минимизирующим уровень возмущенных скоростей (Фиг. 5).
Распределение давления по оси фюзеляжа также не содержит скачков уплотнения (Фиг. 6).
Представленное формообразование обводов крыла позволит без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное снижение коэффициента сопротивления (Фиг. 7) и, как следствие, повысить топливную эффективность.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
- удлинение λ=9-11, сужение η=2-4, стреловидность  и содержащим сверхкритические профили;
- низкое значение величины сопротивления и показателя топливной эффективности при обеспечении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8.