Результат интеллектуальной деятельности: Крыло летательного аппарата

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с пониженным уровнем шума на местности.

Предшествующий уровень техники

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Предлагаемое техническое решение направлено на обеспечение высокого значения аэродинамического качества и для снижения уровня шума на местности за счет возможности проектирования крыла без предкрылка или с бузщелевым предкрылком и упрощенным однощелевым закрылком при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≤0.8).

Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2035 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ.

Известны различные технические решения стреловидных крыльев 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 пониженным уровнем шума за счет применения ламинаризации верхней поверхности крыла.

Известен самолет HA-420 Honda Jet разработанный компанией Honda. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040км с максимальной скоростью 790км/ч. (см. патент US D469054S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость и дальность, 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,- 265с цв.ил.- (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200км с максимальной скоростью 780км/ч.

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 (С_у^доп) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2406647. МПК В64С 3/14, опуб. 20.12.2010г.), взятое за прототип, выполненном с удлинением λ > 7, стреловидностью χ= 10-35° , содержащем сверхкритические профили, построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла и как следствие более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом настоящего изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, позволяющая увеличить величину аэродинамического качества, показатель топливной эффективности а также снизить уровня шума на местности за счет применения эфекта естественной ламинаризации на верхней поверхности крыла на дозвуковых скоростях полета М≤0.8 самолета со стреловидным крылом.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащее центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=7÷12, стреловидностью χ= 10-35° и содержащем сверхкритические профили, при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли выполненный со скруглением для более равномерного обтекания поверхности крыла, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и 9-10% в концевых сечениях крыла, сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60 на нижней поверхности.

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 - общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 – типовой профиль крыла,

на фиг. 3 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 4 — изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка крыла, 6- скругление передней кромки крыла, 7- скругление задней кромки крыла, 8 – бортовое сечение крыла, 9 – концевое сечение крыла, 10 – сверхкритический профиль

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷12 и стреловидностью χ=10÷35°, без излома по передней (4) и с изломом на задней (5) кромкам с скруглением (6) и (7) по передней и задней кромке на участке 27-35% размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 16% в бортовом сечении (8) и уменьшается до 9% в концевом сечении (9) (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

Крыло содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 2), с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60% на нижней поверхности.

Крыло сформировано по восьми 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: М=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М=0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды – положением заднего лонжерона и интерцепторов.

Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла,

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) 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÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.75÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.8 (Фиг.4) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.8-0.82.