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 аэродинамиеского качества, топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.9.

Предшествующий уровень техники

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. В компоновках современных самолетов со скоростью полета М=0.8 и более, наряду с крыльями прямой (положительной, χ_п.к>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, χ_п.к.<0) стреловидности.

Известно крыло самолета Northrop Grumman Х-29 (см. Знакомтесь: компьютер Под ред. В. М. Курочкина., стр 226-227, Москва, Мир, 1989 г.], выполненное с отрицательной (обратной) стреловидностью χ=-20÷40°.

Известно крыло самолета Су-47 "Беркут" (см. http://www.airwar.ru/enc/fighter/s37.html.), выполненное с отрицательной (обратной)стреловидностью χ_1/4=-20÷-40°.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарат (Патент РФ №2266233 МПК В64С 3/10, опуб. 20.12.2005 г.), с обратной (отрицательной) стреловидности χ_1/4=-20-40°, содержащее законцовки такой же стреловидности, отличающееся тем, что законцовки развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности χ_п.к.р.з.≥0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.

Общим для всех недостатком схемы крыла с обратной стреловидностью является эффект упругой дивергенции (скручивание с последующим разрушением) и статической неустойчивости самолета с таким крылом в полете на высоких скоростях.

Сущность изобретения

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

Техническим результатом изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 при обеспечении безотрывного обтекания крыла и высокого уровня несущих свойств.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются

тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные и выполнены со стреловидностью до χ=-20÷-40°, содержащем сверхкритические профили, относительная толщина профилей имеет величину порядка 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7-8% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 0 до 80% размаха, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=0÷0.1° в бортовом сечении, в сечениях центроплана имеет отрицательную закрученность ε=-0.2÷-1.5°, сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε=-1.6÷-2.0°, содержащее концевые поверхности с положительной величиной стреловидности. Крыло сформировано по семи базовым сечениям полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

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 консоли крыла;

на фиг. 3 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла;

на фиг. 4 - распределение крутки вдоль размаха крыла;

на фиг. 5 - сравнение зависимости C_y=f(α) модели предлагаемого летательного аппарата с крылом обратной стреловидности в сравнении с прототипом.

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:

1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка крыла; 5 - задняя кромка крыла; 6 - концевые поверхности с положительной величиной стреловидности; 7 - профиль крыла; 8 - закон распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 9 - закон распределения геометрической крутки (ε) сечений по размаху (z) крыла.

Раскрытие изобретения

Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), и необходимых функциональных систем, передняя (4) и задняя (5) кромки крыла при виде сверху прямолинейная и выполнена со стреловидностью до χ=-20÷-40°, содержащем сверхкритические профили (7) (фиг. 2), относительная толщина профилей (8) (фиг. 3) имеет величину порядка 10% в бортовом сечении и уменьшается до 7÷8% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 0 до 80% размаха, крыло спроектировано с положительной закрученностью (9) (фиг. 4) ε=0÷0.1° в бортовом сечении, в сечениях центроплана имеет отрицательную закрученность ε=-0.2÷-1.5°, сечения консоли спроектированы с изменением закрученности от 3° до ε=-1.6÷-2.0°, содержащее концевые поверхности с положительной величиной стреловидности (6). Крыло сформировано по семи базовым сечениям полученным при помощи многоэтапной процедуры оптимизации, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от изгиба на крыле обратной стреловидности происходит резкое увеличение местных углов атаки вдоль размаха крыла, наиболее значительное на концах крыла. Это способствует резкому нарастанию аэродинамической нагрузки (С_у^α) на крыле, которая при определенных скоростных напорах возрастает асимптотически (неограниченно). Появление асимптотики в нарастании нагрузки (С_у^α) при больших скоростных напорах связывается с возникновением аэроупругой дивергенции крыла.

Использование предложенного крыла благодаря процедуре многопараметрической оптимизации может позволить, уменьшить закрутку сечений вдоль размаха крыла в сторону снижения местных углов атаки и способствует уменьшению нагрузки на крыло при больших скоростных напорах, доводя ее до уровня нагрузки, действующей на жестком крыле.

Выполнено сравнение несущих свойства С_у(α) предложенного варианта с крылом обратной стреловидности с прототипом, фиг. 5. Показано, что применение предложенного изобретения приводит к увеличению величины коэффициента подъемной силы модели летательного аппарата при околокритических и закритических углах атаки.

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

- увеличивает несущие свойства (С_у) крыла и всего летательного аппарата при больших скоростях полета.