Результат интеллектуальной деятельности: Крыло летательного аппарата

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня безопасности полета при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 необходимо обеспечивать высокий уровень аэродинамического совершенства и как следствие высокий показатель топливной эффективности.

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 Боинг В-777-200 (см. Пассажирский 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 χ_1/4= 30-35°.

Известно крыло самолета Эрбас A330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ_1/4= 30-35°.

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 χ_1/4= 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 летательного аппарата (Патент РФ №2311315. МПК В64С 3/10, опуб. 27.11.2007г.), состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ =9-11, сужением η =3-4,2, углами стреловидности по передней кромке до χ_пк=35°, крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при >0.7-0.8 и положительной вогнутостью f=0.015-0.02 при =0-0.7, а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений =0.3 у борта до значений =0.5 в концевых сечениях, верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений С_{рмах.доп} при этом относительная толщины профилей формируется по двум законам: от передней кромки до х=0.3 в диапазоне с=0-8% и от х=0.3 до задней кромки в диапазоне с = 0-17% и максимальные толщины профилей располагаются при =0.56-0.66.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0.8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности и низкая величина коэффициента предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Су_доп, что сказывается на безопасности полета.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение безопасности полета при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 и обеспечении высокого уровня аэродинамического совершенства и, как следствие, высокого показателя топливной эффективности.

Решение поставленной задачи 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 содержащем сверхкритические профили, выполнено со стреловидностью до χ= 36°, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва, задняя кромка выполнена с наплывом, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-15% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2.5-2.7˚ в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.7˚ закон изменение относительной толщины профилей по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 10% до 30% и от 50% до 100% размаха крыла, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде r_н.≤0.8%, форма верхней поверхности сечений крыла  характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 25-65% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля. 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, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по базовым сечениям.

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 толщины профилей вдоль размаха крыла,

на фиг. 3 – типовой профиль консоли крыла,

на фиг. 4 – распределение нагрузки по размаху крыла

на фиг. 5 – изменение границы начала бафтинга Су_доп от числа Маха

на фиг. 6 — изменение аэродинамического качества К и показателя топливной эффективности К*М 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 – излом задней кромки крыла, 7 – наплыв задней кромки крыла, 8 - закон распределения толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 9 – сверхкритический профиль, 10 – радиус носка профиля.

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5, без наплыва и излома по передней кромке (4) и с изломом (6) и наплывом (7) на задней  кромки (5) крыла, выполено со стреловидностью до χ= 36°. Благодаря отсутствию излома по передней (4) кромке, крыло имеет более равномерное распределение толщины () сечений по размаху () крыла (8) (Фиг. 2) выраженное в практически линейном убывании величины относительной толщины в диапазоне от 10% до 30% и от 50% до 100% размаха крыла и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими наплыв на передней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.

Крыло содержит сверхкритические профили (9) (Фиг. 3), характеризуются радиусами носков (10) профиля имеющими величину r_н. ≤0.8%, (где r_н. - величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде), положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля. Форма верхней поверхности профиля 9  характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 25-65% хорды профиля. Нижняя поверхность профиля выполнена с участком сильной кривизны  в хвостовой части профиля.

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, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по базовым сечениям.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (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 учетом повышенного уровня границы предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, Су_доп (Фиг. 5), который превышает уровень у аналога на 8÷10%.

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÷0.7 в диапазоне чисел Маха М=0.8÷0.9 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.65 (Фиг. 6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

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

- предельно допустимое значение коэффициента подъемной силы Су_доп выше, чем у аналогов более чем на 8÷10% для крыла большого удлинения λ=7-11;

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета в диапазоне чисел Маха М_крейс=0.84-0.9.