×
04.04.2018
218.016.328c

Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35°. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Задняя кромка выполнена с наплывом. Имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла. Профиль бортового сечения имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла. Значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, r≥1.5%. Максимальная толщина профиля на участке 40-60% хорды профиля, и толщина хвостовой части на участке 70% хорды увеличена до значений c≥8.7% хорды. Средняя линия профилей с продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля. Отгиб в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии у=1÷2%. Верхняя поверхность с продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением у/у≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 8 ил.

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

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредством снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.84-0.86.

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-330-300 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением Ув.п.в.п.mах≥0,75 и положением ординаты Ув.п.mах верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части (Патент РФ №2540293. Кл. В64С 3/10, 2013 г.).

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме выполнена с вогнутым участком в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля, при этом форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны в хвостовой части профиля (Патент РФ №2600413, Кл. В64С 3/10, 2016).

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и, как следствие, потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества) несущих свойств самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненном с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла отнесенных к местной хорде rн.≥1.5%, распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений c70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.max=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

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

на фиг. 3 - распределение нагрузки по размаху крыла,

на фиг. 4 - типовой профиль крыла,

на фиг. 5 - бортовой профиль крыла,

на фиг. 6 - профиль крыла,

на фиг. 7 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 8 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета.

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней 4 и задней 5 кромкам с плавным скруглением 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 7 (Фиг. 2) сечений по размаху крыла и меньшее распределение нагрузки 8 (Фиг. 3) по размаху крыла, отличающегося от эллиптического.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (фиг. 4). Профиль бортового сечения 10 (фиг. 5) крыла имеет увеличенную площадь в носовой части 11 на величину 20-50% относительно профиля крыла (фиг. 6) значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%. Распределения толщин профилей крыла (кроме бортового) характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и увеличенной до значений с70%≥8.7% хорды толщиной хвостовой части профиля, формы профиля, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля (кроме концевых сечений крыла) и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии уср.л.mах=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением ув.п.в.п.mах≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.

Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей 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. 7) 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 без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах ≈ 0.5÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.6 (Фиг. 8) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.82-0.86.

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержащее сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, задняя кромка выполнена с наплывом, имеется плавное скругление по задней кромке на участке 30-50% размаха крыла, отличающееся тем, что профиль бортового сечения крыла имеет увеличенную площадь в носовой части на величину 20-50% относительно профиля крыла, значение радиусов носков бортового профиля крыла и профиля крыла, отнесенных к местной хорде, r≥1.5%, распределения толщин профилей крыла, кроме бортового, характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 40-60% хорды профиля и толщиной хвостовой части на участке 70% хорды до значений c≥8.7% хорды, формы средней линии профилей крыла характеризуются продолжительным вогнутым участком в передней части профиля на участке от носка профиля и до 60% хорды профиля, кроме концевых сечений крыла, и отгибом в хвостовой части профиля со значениями максимальной ординаты средней линии у=1÷2%, форма верхней поверхности профилей крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 15-75% хорды профиля, определяемым соотношением у/у≥0.75, и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40-50% хорды профиля.
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 141-150 из 257.
29.05.2018
№218.016.5275

Устройство для испытания панелей

Изобретение относится к области испытаний летательных аппаратов на прочность при сложном двухкомпонентном нагружении, в частности к испытаниям подкрепленных панелей силового каркаса планера самолета, работающих одновременно на сжатие и сдвиг, для определения фактической прочности и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002653774
Дата охранного документа: 14.05.2018
29.05.2018
№218.016.5366

Модель несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002653773
Дата охранного документа: 14.05.2018
29.05.2018
№218.016.55f7

Система рулевых приводов транспортного самолета

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов и предназначено для построения системы управления полетом и реализации энергоснабжения рулевых агрегатов самолета в нормальных и аварийных условиях полета. Система рулевых приводов транспортного самолета состоит из основных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654654
Дата охранного документа: 21.05.2018
29.05.2018
№218.016.591b

Региональный самолет

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж овального поперечного сечения, низкорасположенное крыло, Н-образное хвостовое оперение, двухдвигательную силовую установку. Сечение фюзеляжа выполнено овальным, причем его высота составляет 0,7-0,75 от ширины, а длина 3,7-4,8...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655240
Дата охранного документа: 24.05.2018
09.06.2018
№218.016.5a1a

Законцовка крыла (варианты)

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Законцовка крыла в виде крылышка большого удлинения, являющегося продолжением основного крыла и выполненного с размахом не менее 10% полуразмаха крыла, а размер концевой хорды не менее 30% ее корневой хорды. Выполнена она в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655571
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5a22

Гидросамолёт

Изобретение относится к авиации и касается гидросамолетов с подрессоренными поплавками. Гидросамолет содержит фюзеляж, поплавки, соединенные с ним носовой и основной стойками, оснащенными упругодемпфирующими элементами и системой управления ими. Система управления содержит пульт управления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655572
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5aaa

Узел стыка отсеков фюзеляжа с сетчатой и традиционной конструктивно-силовыми схемами

Изобретение относится к области авиационных конструкций с различными конструктивно-силовыми схемами (КСС), в частности к сетчатой силовой конструкции отсека фюзеляжа гражданского самолета. Узел стыка отсеков фюзеляжа с сетчатой и традиционной КСС содержит спиральные ребра и торцевое кольцевое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655585
Дата охранного документа: 28.05.2018
09.06.2018
№218.016.5b77

Устройство для измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе, модель планирующего парашюта для испытаний в аэродинамической трубе, способ измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта (ПП) в потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения. Устройство используется следующим образом. После ввода в поток...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655713
Дата охранного документа: 29.05.2018
11.06.2018
№218.016.610b

Адаптивная аэродинамическая поверхность

Изобретение относится к области аэро- и гидродинамики. Адаптивная аэродинамическая поверхность содержит панель, включающую сегменты профиля и соединенный с ними механизм преобразования профиля, который состоит из звеньев, соединенных в цепь. Звенья n и n+2 дополнительно связаны механической...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657062
Дата охранного документа: 08.06.2018
14.06.2018
№218.016.61af

Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения компонентов векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели воздушных винтов самолетов, несущих винтов вертолетов и гребных винтов судов, испытываемых в аэродинамических трубах,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657340
Дата охранного документа: 13.06.2018
Показаны записи 141-150 из 160.
07.02.2019
№219.016.b794

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. У...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002679104
Дата охранного документа: 05.02.2019
30.03.2019
№219.016.f950

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ = 15-25° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002683404
Дата охранного документа: 28.03.2019
29.04.2019
№219.017.40a7

Самолет и его стреловидное крыло

Группа изобретений относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, оперение и реактивные двигатели. Фюзеляж характеризуется выбором координат точек контуров наружной поверхности. Стреловидное крыло содержит консольные части и центроплан, которые заданы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002398709
Дата охранного документа: 10.09.2010
29.04.2019
№219.017.4520

Стреловидное крыло самолета и аэродинамический профиль (варианты)

Стреловидное крыло построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны. Пилоны подвески двигателей размещены под первой поверхностью двойной кривизны. Крыло характеризуется...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406647
Дата охранного документа: 20.12.2010
02.05.2019
№219.017.4862

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ = 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002686784
Дата охранного документа: 30.04.2019
02.05.2019
№219.017.48ca

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. При виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002686794
Дата охранного документа: 30.04.2019
24.05.2019
№219.017.5f07

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688639
Дата охранного документа: 21.05.2019
29.05.2019
№219.017.65d5

Прямое скоростное крыло

Изобретение относиться к авиационной технике. Скоростное крыло самолета выполнено с удлинением λ=9-11 и сужением η=3,5-4,2. Крыло сформировано как единая пространственная система на базе прямого крыла, имеющего нулевую стреловидность по заднему лонжерону, и переднего наплыва с единым базовым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002314971
Дата охранного документа: 20.01.2008
04.07.2019
№219.017.a523

Аэродинамический профиль крыла

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла 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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002693351
Дата охранного документа: 02.07.2019
05.07.2019
№219.017.a660

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5 и имеет сверхкритические профили. Передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002693389
Дата охранного документа: 02.07.2019
+ добавить свой РИД