Крыло летательного аппарата

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных беспилотных и региональных самолетов, так и для модернизации уже существующих летательных аппаратов.

Предшествующий уровень техники

Потеря подъемной силы крыла на закритических углах атаки и последующее сваливание являются одной из главных причин авиационных происшествий, особенно в легкой авиации общего назначения. Выход на закритические углы атаки может быть вызван как ошибками пилотирования, так и сильными порывами ветра. Поведение самолета во время сваливания зависит от многих факторов, среди которых можно выделить форму в плане (сужение и стреловидность); распределение крутки и профилировки по размаху; наличие устройств, провоцирующих или затягивающих отрыв потока (предкрылки, вихрегенераторы, щели, “зубья”, “запилы”, треугольные накладки на передней кромке); положение оперения относительно крыла; загрязнение передней кромки; обледенение и др.

Улучшения характеристик сваливания можно достичь путем применения в компоновке крыла профилей с так называемым ”мягким” срывом, которые имеют достаточно большой диапазон Cy≈const в окрестности α_крит. Проектированию подобных профилей для беспилотных летательных аппаратов посвящены работы. В них требование “мягкого” срыва сочеталось с требованием высокого аэродинамического качества за счет протяженных участков ламинарного пограничного слоя на верхней и нижней поверхностях профиля. При преждевременной турбулизации резко ухудшаются не только характеристики сопротивления, но и несущие характеристики.

Известны различные схемы крыльев современных беспилотных летательных аппаратов (БЛА).

Известно крыло БЛА IAI Heron (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005 г., стр 445-500). выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.

Известно крыло MQ-1 Predator (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005г., стр 445-500) выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, БЛА “Орион” (http://kronshtadt.ru/products/bespilotny-e-sistemy-i-robototehnika/ae-rokosmicheskie-sistemy/kompleksy-s-bla/) состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r_н.≤0.5%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 20-80% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 20 до 100% профиля.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла после величин углов атаки α соответствующих максимальным значения коэффициента подъемной силы Су и как следствие резкое снижение несущих свойств БПЛА, что может привести к потери БПЛА.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств на крейсерском режиме полета и сохранение несущих свойств самолета БПЛА после значений С_у^мах без значительных ухудшений и снижения коэффициента сопротивления С_х.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, состоящем из состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r_н.≤0.5%, отличается тем что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% 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 - типовой профиль крыла,

на фиг. 3 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы С_у от угла атаки α для предлагаемого крыла и крыла прототипа,

на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы С_у от коэффициента сопротивления С_х для предлагаемого крыла и крыла прототипа

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – сверхкритический профиль

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная,

Крыло содержит сверхкритические профили (4) (фиг. 2). Типичный профиль крыла имеет величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r_н.≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.

Крыло сформировано по трем базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

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 эксплуатировать летательный аппарат в большом диапазоне углов атаки α без ухудшение несущих свойств, очень плавный характер срыва с затянутым участком С_у≈const (Фиг. 3) и при улучшении коэффициетта сопротивления на 2-5% (Фиг. 4), что позволит эксплуатировать летательный аппарат большее количество времени без дозаправки.

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

- высокие несущие свойства и топливная эффективность на эксплуатационных режимах полета.