Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛО ДЛЯ АВИАЦИОННОГО СРЕДСТВА ПОРАЖЕНИЯ

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения, может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.

При разработке беспилотных летательных аппаратов, используемых в качестве авиационных средств поражения (АСП), одной из основных задач аэродинамической компоновки является повышение максимального значения аэродинамического (балансировочного) качества. Аэродинамическое (балансировочное) качество определяется как отношение коэффициента аэродинамической подъемной силы (C_yα) к коэффициенту лобового сопротивления (C_xα) [1]. Дальность полета летательного аппарата находится в прямой зависимости от аэродинамического (балансировочного) качества. Об этом, в частности, указано на стр. 84 в [2], а также во многих работах по аэродинамике летательных аппаратов. В достижении требуемых значений большую роль играет форма аэродинамических поверхностей АСП, а именно крыльев. Традиционно большинство крыльев для АСП выполнено трапециевидной формы в плане.

Из описания к патенту на полезную модель №135616 известно крыло для АСП трапециевидной формы в плане.

Также из описания к патенту на изобретение №2283471 известно крыло для АСП, выбранное в качестве прототипа, выполненное трапециевидной формы в плане.

К недостаткам аналога и прототипа следует отнести недостаточно высокие аэродинамические характеристики авиационного средства поражения, в том числе балансировки и несущих свойств, обусловленные использованием консоли крыла традиционной трапециевидной формы в плане.

Технической проблемой заявляемого изобретения является разработка консоли крыла определенной формы в плане, позволяющей повысить аэродинамическое (балансировочное) качество АСП, увеличить дальность полета при прочих равных характеристиках.

Техническая проблема решена за счет того, что крыло для авиационного средства поражения, форма которого в плане включает в себя первое основание, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, второе основание, расположенное наружу от корпуса, переднюю кромку, расположенную по направлению полета, а также заднюю кромку, расположенную в противоположную сторону от направления полета, при этом передняя кромка представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания относительно направления полета и крайнюю переднюю точку второго основания относительно направления полета, отличную от прямой, а форма крыла в плане выполнена так, что имеет место следующее соотношение:

где S - площадь фигуры на плоскости, образованной четырьмя линиями, первая линия из которых представляет собой первое основание крыла, вторая линия представляет собой воображаемую линию продолжения второго основания от крайней передней точки второго основания в направлении полета, третья линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания по направлению полета и точку на второй линии, так, что угол между второй и третьей линией не может быть менее пятнадцати градусов, а четвертая линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку второго основания по направлению полета с крайней задней точкой первого основания от направления полета;

S₁ - площадь фигуры на плоскости, образованной тремя линиями, из которых первая линия представляет собой переднюю кромку крыла, а вторая и третья линии совпадают со второй и третьей линией соответственно для площади S.

Технический результат заявляемого крыла для авиационного средства поражения заключается в увеличении подъемной силы летательного аппарата, оснащенного таким крылом, а также достижении необходимой балансировки и возможности получения максимальных значений аэродинамического (балансировочного) качества, обеспечивающего увеличение дальности полета при прочих равных характеристиках.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:

на фиг. 1 а) - в) изображены различные варианты исполнения передней кромки крыла согласно изобретению, а также различные варианты фигур площади S₁, получаемых в зависимости от различных значений углов между сторонами;

на фиг. 2 а) - в) изображены различные варианты исполнения передней кромки крыла согласно изобретению, а также различные варианты фигур площади S, получаемых в зависимости от различных значений углов между сторонами;

на фиг. 3 изображен график зависимости коэффициента подъемной силы от относительной площади S₁ консоли крыла при различных углах атаки;

на фиг. 4 изображен график зависимости координаты центра давления по продольной оси от относительной площади S₁ консоли крыла при различных углах атаки.

Крыло для авиационного средства поражения имеет такую форму в плане, которая включает в себя первое основание 1, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, второе основание 2, расположенное наружу от корпуса, переднюю кромку 3, расположенную по направлению полета, а также заднюю кромку 4, расположенную в противоположную сторону от направления полета (см. фиг. 1-2). При этом передняя кромка 3 представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку А первого основания 1 относительно направления полета и крайнюю переднюю точку С второго основания относительно направления полета, отличную от прямой. Передняя кромка 3 может представлять собой ломаную линию, состоящую из нескольких отрезков, или, например, плавную линию, соединяющую точку А и точку С (см. фиг. 1-2).

Форма крыла в плане выполнена так, что имеет место следующее соотношение:

где S - площадь фигуры на плоскости, образованной четырьмя линиями, первая линия из которых представляет собой первое основание 1 крыла, вторая линия представляет собой воображаемую линию продолжения второго основания 2 от крайней передней точки С второго основания 2 в направлении полета, третья линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку А первого основания 1 по направлению полета и точку В на второй линии, при этом угол а между второй и третьей линией не может быть менее пятнадцати градусов, а четвертая линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку С второго основания 2 по направлению полета с крайней задней точкой D первого основания 1 от направления полета;

S₁ - площадь фигуры на плоскости, образованной тремя линиями, из которых первая линия представляет собой переднюю кромку крыла 3, а вторая и третья линии совпадают со второй и третьей линиями соответственно для площади S.

График зависимости коэффициента подъемной силы от относительной площади S₁ консоли крыла при различных углах атаки (фиг. 3) и график зависимости координаты центра давления по продольной оси от относительной площади S₁ консоли крыла при различных углах атаки (фиг. 4) подтверждают оптимальное соотношение указанных выше площадей S и S₁ для формы заявляемого крыла в плане.

Крыло с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самом летательном аппарате, который может представлять собой авиационное средство поражения, или на его пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований крыльев различной геометрии.

Крыло с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики, во всем диапазоне его применения.

Библиография:

1. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов / Аржаников Н.С., Садекова Г.С. - М.: Высш. Шк., 1983. - 359 с.

2. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983. - 610 с.