КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

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

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамиеского качества и топливной эффективности при проектирование перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется безопасности полета. Одним из важнейших критериев оценки безопасности является величина предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Судоп.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцев Н.Н., стр 21-23, Техническая информация, ЦАГИ, 1993 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ_1/4=20-28°.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2063365. МПК В64С 3/10, опубл. 09.02.1995 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ_1/4=20-28° и установленное на фюзеляже с углом заклинения φ_закл=3-4°. Бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f_cp=0,7-1%, максимальное f_макс=1,2-4% и установленный с углом заклинения φ_закл=1,9-2,6°, при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением df_cp/df_закл (0,65-0,75).

В качестве недостатка, который можно указать, является увеличение потерь аэродинамического качества при трансзвуковых скоростях.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №1580737. МПК В64С 3/14, опубл. 10.12.1995 г.), взятое за прототип, выполненном с удлинением λ=9,6-10,5, сужением η=3,5-4,0 и стреловидностью χ=25-30°, содержащее сверхкритические профили, средние линии крыла на участке от 10 до 40% местных хорд имеют "полочный" участок с отношением соответствующих ординат средних линий Ycp.л.(0.1)/Ycp.л.(0.4)=0,75-1,0 и с наполнением верхней поверхности передней части, равным К_н=0,7-0,8 до линии 10% местных хорд.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является наличие излома задней кромки крыла, обуславливающего неравномерное распределение толщины сечений по размаху крыла и, как следствие, локальное увеличение нагрузок на конструкцию крыла.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка конструкции крыла, позволяющей увеличить значение Судоп, необходимое для повышения безопасности полета, повысить аэродинамическое качество и улучшить показатель топливной эффективности на больших дозвуковых скоростях полета.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненом с удлинение λ=9,6-10,5, сужением η=3,5-4 и стреловидностью χ=25-30° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными, задняя кромка крыла на участке 30-50% от его размаха имеет округление, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде составляет r_н.≥0,9%, распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной до значений c₇₀%≥7% хорды толщины хвостовой части профиля, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды кроме концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии у_ср.л.max=1÷2% от значение ординаты средней линии профиля крыла, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20-75% хорды профиля, определяемым соотношением у_в.п/у_в.п.max≥0.75, (где у_в.п. - значение ординаты верхней поверхности профиля крыла, у_в.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности профиля крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля.

На фиг.1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг.2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,

на фиг.3 - типовой профиль консоли крыла,

на фиг.4 - характерное распределение толщины сечения крыла,

на фиг.5 - характерная средняя линия сечения крыла,

на фиг.6 - распределение нагрузки по размаху крыла,

на фиг.7 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,

на фиг.8 - изменение коэффициента Су_доп от числа Маха М.

Центральная часть крыла описывается сплайном со сшивкой первой производной с указанным линейным участком, внешняя часть крыла также задается сплайном со сшивкой первой производной на (14 м). Профили консольной части имеют большую относительную толщину и большой коэффициент наполнения за счет большого радиуса, радиус носков (~10% по отношению к прототипу).

Крыло летательного аппарата 1 (фиг.1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с округлением 6 по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Благодаря отсутствию изломов по передней 4 и задней 5 кромке, крыло имеет более равномерное распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла 7 (фиг.2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими излом задней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла.

Крыло содержит сверхкритические профили 8 (фиг.3), характеризующиеся увеличенными радиусами носков 9 (увеличенным коэффициентом наполнения передней части) r_н≥0,9%, распределениями толщин сечений профилей крыла 10 (фиг.4) и средними линиями 11 (фиг.5).

Распределения толщин сечений профилей крыла 10 (фиг.4) характеризуются положением максимальной толщины профиля 12 на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной толщиной хвостовой части профиля: толщина профиля на 70% хорды крыла 13 c_70%≥7% хорды профиля. Увеличение толщины хвостовой части профилей крыла позволяет в дальнейшем спроектировать закрылки с увеличенными радиусами передней кромки, имеющие высокую аэродинамическую эффективность.

Средние линии профилей 11 (фиг.5) характеризуются продолжительным вогнутым участком 14 в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом 15 в хвостовой части профиля, характеризующейся значениями максимальной ординаты средней линии 16 у_ср.л.max=1÷2% от значение ординаты средней линии сечения крыла, причем это значение возрастает от центроплана к концевым сечениям крыла.

Подобный характер распределений толщин и форм средних линий обуславливает то, что форма верхней поверхности профилей 17 (фиг.3) характеризуется продолжительным участком малой кривизны 18 на участке 20-75% хорды профиля и определяемым соотношением у_в.п/у_в.п.max≥0.75 (где у_в.п. - значение ординаты верхней поверхности сечения крыла, у_в.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности сечения крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности 19 вблизи 50% хорды профиля.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (фиг.6). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.

Представленное формообразование обводов крыла позволит без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества и топливной эффективности (фиг.7) и, как следствие, снижение расхода топлива и безопасность полета.

Крыло спроектировано с учетом повышенного уровня границы предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, Су_доп (фиг.8), который превышает уровень у аналога на 15÷60%.

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

- предельно допустимое значение коэффициента подъемной силы Су_доп выше, чем величина Су крейсерского полета более чем на 30÷60% на крыле большого удлинения λ=9,6-10,5;

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.78-0.82.