×
02.05.2019
219.017.4862

Крыло летательного аппарата

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002686784
Дата охранного документа
30.04.2019
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ = 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0.7-0.8 до 5% местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качество самолета, улучшение показателя топливной эффективности и уменьшение вредных выбросов в атмосферу. 6 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к дозвуковым самолетам со стреловидным крылом. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Предшествующий уровень техники

В настоящее время при создании пассажирских самолетов необходимо достижения множества различных ограничений которые иногда противоречат друг другу. Основными целями при проектировании современных крыльев остается повышение величины аэродинамического качества и критерия топливной эффективности и высокой скорости полета и как следствие снижение экологического воздействия на окружающую среду. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.78-0.88.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуотации при крейсерских числах М=0.78-0.88.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский 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 χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.

Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003г.), выполненное с удлинением λ= 9-11, сужением η = 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 25-35° с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета (Патент №2600413, МПК В64С 3/10, опубл. 20.10.2016) Крыло состоит из центроплана, консоли. Крыло выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва. Задняя кромка выполнена с наплывом. Величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла  характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и в области 25-35% размаха крыла как следствие потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.

Сущность изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.

Техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического качества, критерия топливной эффективности и как следствие снижение экологического воздействия на окружающую среду, снижения выбросов вредных веществ в атмосферу, при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.88.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части равным Кн=0.7-0.8 до 5 % местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

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 - типовой профиль крыла,

на фиг. 3 показаны средние линии характерных продольных сечений крыла,

на фиг. 4 – распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,

на фиг. 5- характерная картина обтекания верхней поверхности крыла

на фиг. 6 – изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета и показатель топливной эффективности К*М.

На чертежах цифрами показаны следующие позиции:

1 - стреловидное крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка крыла, 6 - излом задней кромки крыла, 7 - наплыв на задней кромки крыла, 8 – суперкритический профиль, 9 – средняя линия профиля, 10 – «полочный» участок на средней линии профиля, 11 - убывающий закон распределение толщины () сечений по размаху () крыла.

Раскрытие изобретения

Стреловидное крыло (1) (Фиг. 1) состоящее из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=25÷35°, без изломов по передней кромке (4) и изломом (6) и наплывом (7) на задней кромке (5) крыла и суперкритическими профилями (8) (фиг.2) со средними линиями (9) особенность которых состоит в наличии "полочного" участка (10). Обводы передней части профилей (до ≈5 местных хорд) имеют коэффициент наполнения Кн =0,70-0,80 (фиг.3). Крыло имеет убывающий закон распределения толщины () (11) (Фиг. 4) сечений по размаху () крыла от 0 до 60% вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении (=0) и уменьшается до 8-9% в концевом сечении (=1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

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.

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÷0.6 в диапазоне чисел Маха М=0.78÷0.88 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.5 (Фиг.6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- высокие значения коэффициентов аэродинамического качества и топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.78-0.88.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ = 28-35° и содержит сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, отличающееся тем, что профили крыла выполнены с наполнением верхней поверхности передней части, равным Кн=0.7-0.8 до 5% местных хорд, и со средней линией на участке от 10 до 40% местных хорд, имеющей "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий, относительная толщина профилей имеет величину порядка 15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-5 of 5 items.
07.02.2019
№219.016.b794

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. У...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002679104
Дата охранного документа: 05.02.2019
30.03.2019
№219.016.f950

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ = 15-25° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002683404
Дата охранного документа: 28.03.2019
02.05.2019
№219.017.48ca

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. При виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002686794
Дата охранного документа: 30.04.2019
24.05.2019
№219.017.5f07

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688639
Дата охранного документа: 21.05.2019
04.07.2019
№219.017.a523

Аэродинамический профиль крыла

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности. Носовая часть профиля крыла от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002693351
Дата охранного документа: 02.07.2019
Showing 1-10 of 31 items.
10.10.2013
№216.012.724c

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей. Крыло выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°. Передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными. Задняя кромка крыла на участке...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494917
Дата охранного документа: 10.10.2013
20.10.2013
№216.012.75af

Законцовка крыла летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495787
Дата охранного документа: 20.10.2013
27.12.2013
№216.012.904e

Механизированное крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Механизированное крыло летательного аппарата состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502635
Дата охранного документа: 27.12.2013
27.12.2014
№216.013.1614

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002537076
Дата охранного документа: 27.12.2014
10.02.2015
№216.013.2288

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла прямолинейная при виде сверху. Задняя кромка выполнена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002540293
Дата охранного документа: 10.02.2015
20.07.2015
№216.013.626e

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002556745
Дата охранного документа: 20.07.2015
13.01.2017
№217.015.7c88

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. Крыло выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью до X=35. Крыло содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002600413
Дата охранного документа: 20.10.2016
25.08.2017
№217.015.98e8

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X=15÷25. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная. Задняя кромка выполнена с наплывом. Крыло составлено из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002609623
Дата охранного документа: 02.02.2017
25.08.2017
№217.015.b78f

Мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614870
Дата охранного документа: 30.03.2017
29.12.2017
№217.015.f2fc

Законцовка крыла летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002637233
Дата охранного документа: 01.12.2017
+ добавить свой РИД