АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Область техники, к которой относится изобретение

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

Предшествующий уровень техники

Форма аэродинамических профилей оказывает наибольшее влияние на аэродинамические характеристики крыльев.

К современным профилям для крыльев малой стреловидности (χ=0÷10˚) предъявляются следующие требования:

-большая относительная толщина с=15÷25%;

- очень плавный характер срыва с затянутым участком Су≈const;

- высокое аэродинамическое качество при свободном переходе;

- умеренное значение шарнирного момента элевона.

В настоящее время консольные части большинства крыльев для дозвуковых и околозвуковых скоростей полета выполняются из аэродинамических профилей, включающих носовой участок круговой формы, плавно сопрягающийся с контурами верхней и нижней поверхности, соединяющимися на задней кромке профиля. В большинстве случаев круговая форма носовых частей аэродинамических профилей крыла выполняется в виде участка окружности. Величина радиуса окружности носового участка профиля оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики.

Аналогом предлагаемого изобретения является известный аэродинамический профиль Уиткомба с носовой частью, выполненной в виде окружности с большим радиусом равным r=2с² (где с - относительная толщина профиля) (патент США №3952971, US CL 244/35R, 1976 г.). Данный профиль имеет отрицательную вогнутость средней линии в области максимальной толщины. На данном профиле околозвуковой кризис обтекания (резкий рост сопротивления) наступает при более высоких значениях чисел Маха по сравнению с профилями других типов. Недостатками данного профиля являются низкое значение коэффициента максимальной подъемной силы и высокое аэродинамическое сопротивление на докритических скоростях полета.

Известен аэродинамический профиль крыла с относительно большой положительной вогнутостью и носовой частью круговой формы с относительно малым радиусом, приблизительно 1,45% хорды при максимальной относительной толщине профиля 16% хорды (патент ЕР А1 0068121, МПК В64С 3/14, 1982 г.).

Известен аэродинамический профиль крыла (Патент РФ №2581642. МПК В64С 3/14, опуб. 10.02.2016г.), взятое за прототип, 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 выполнена в виде окружности большего радиуса, соединяющейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля. Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 7-10% хорды профиля. Малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 1-2% хорды профиля.

Недостатком прототипа является то, что форма носовой части профиля ограничивает величину коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом изобретения является обеспечение увеличения коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях полета без увеличения коэффициента аэродинамического сопротивления на крейсерских скоростях полета.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что что профиль крыла, включающий носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности, выполнен с носовой частью от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности в виде окружности большего радиуса, сопрягающейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля.

Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 5-7% хорды профиля, а малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 0-0.5% хорды профиля.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного аэродинамического профиля крыла с использованием чертежей, на которых показано:

На фиг. 1 показан общий вид предлагаемого профиля крыла

на фиг. 2 - представлено сравнение предлагаемого профиля крыла и профиля-прототипа

на фиг. 3 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для предлагаемого профиля крыла и профиля крыла прототипа на взлетно-посадочных скоростях полета.

на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх на крейсерской скорости полета.

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1-носовая часть профиля, 2 – контур нижней поверхности, 3 – профиль верхней поверхности, 4 – хорда профиля

Раскрытие изобретения

Предлагаемый аэродинамический профиль крыла выполнен с носовой частью (1), состоящей из большой окружности с радиусом R и малой окружности с радиусом r (фиг. 1, фиг. 2). Обе окружности соединяются на передней кромке профиля с общей касательной. Центры большой и малой окружностей могут находиться на хорде профиля (4). В этом случае, общая касательная окружностей будет перпендикулярна хорде профиля. Большая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром верхней поверхности (3) и является ее частью. Малая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром нижней поверхности (2) и является ее частью.

Проведенные параметрические исследования показали, что наилучший эффект достигается при выполнении большого радиуса окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля равным 5-7% хорды профиля, а малого радиуса окружности со стороны нижней поверхности профиля равным 0.5% хорды профиля.

Изменение верхней поверхности профиля и радиуса окружности носовой части профиля со стороны верхней поверхности обеспечивает профилю более высокие значения коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях с числом М≈0,15 (фиг. 3).

Уменьшение радиуса окружности носовой части профиля со стороны нижней поверхности по сравнению с аналогом обеспечивает предлагаемому профилю сохранение малого аэродинамического сопротивления на малых углах атаки со значениями Су=0,3-0,5 при крейсерской скорости полета с числом М≈0,6 (фиг. 4).

Таким образом, удается создать аэродинамический профиль крыла, обладающего следующими преимуществами:

- увеличение коэффициента подъемной силы профиля крыла и уменьшение величины сопротивления в эксплуатационном режиме углов атаки α.