Результат интеллектуальной деятельности: Крыло летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев новейших региональных пассажирских самолетов и беспилотных летательных аппаратов с распределенной силовой установкой.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности к применяемым на летательных аппаратах (ЛА) крыльях с воздушными винтами, убирающимися из обтекающего летательный аппарат потока воздуха. Воздушные винты могут убираться из потока для уменьшения аэродинамического сопротивления ЛА в полете в случае, когда для полета не требуется создание тяги.

Известны несколько компоновок летательных аппаратов с крылом и воздушными винтами, убирающимися из потока.

Известен мотопланер Shempp Hirth Arcus Е (www.schempp-hirth.com), у которого двигатель и воздушный винт расположены на стойке над фюзеляжем и при планировании убираются в отсек внутри фюзеляжа. Недостатком в данном случае является необходимость иметь значительный дополнительный объем внутри ЛА для размещения воздушного винта и двигателя в убранном положении, в полете при работе воздушного винта создается дополнительное аэродинамическое сопротивление от стойки, несущей на фюзеляже двигатель с винтом, а также сложность конструкции.

Известны работы NASA и авиакомпании МВЛ Cape Air (Graham Warwick "Is Just First Step" Aviation Week & Space Technology, Jun 26, 2015) по формированию облика легкого самолета, использующего для увеличения подъемной силы на взлете и посадке эффект обдувки крыла с помощью дополнительных воздушных винтов перед передней кромкой крыла. Для уменьшения потерь тяги и минимизации сопротивления, не требуемых в крейсерском полете, дополнительные воздушные винты должны убираться из потока.

Известна компоновка, разрабатываемая в рамках программы LEAPTech (Joby Aviation (www.jobyaviation.com) NASA с использованием конструкции складного многолопастного воздушного винта. Конструкция состоит из мотогондолы двигателя, установленной перед передней кромкой крыла, многолопастного воздушного винта, механизма складывания каждой лопасти, работающего таким образом, что, размещаясь вокруг поверхности мотогондолы, лопасти образуют с ней единое целое. Недостатком конструкции является размещение механизма складывания лопасти в наиболее ее нагруженной комлевой части, имеющего сложную конструкцию, снижающую надежность. Также выступающая в воздушный поток мотогондола увеличивает аэродинамическое сопротивление в полете и может привести к срыву потока в стыке мотогондолы с крылом, определенную сложность представляет собой проектирование лопасти воздушного винта с учетом формы поверхности мотогондолы.

Известно крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом (Патент РФ №2637277. МПК В64С 3/32, опубл. 01.12.2017 г.), взятое за прототип, включающее передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт. Двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла.

Недостатком конструкции является большая потеря тяги при размещении воздушного винта между предкрылком и основным элементом крыла.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка конструкции крыла летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом, использование которого повысит аэродинамические характеристики за счет обдува крыла, повысит надежность за счет использования нескольких двигателей вдоль размаха крыла.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем обшивку, силовой набор, двигатель, воздушный винт, воздушный винт с двигателем выполнены как моноблок с возможностью перемещения и/или поворота, крыло дополнительно содержит отсек длиной 10÷25% местной хорды для убирания моноблока при его перемещении и/или повороте. Отсек для убирания моноблока расположен в нижней части крыла. Отсек содержит закрывающуюся створку, выполненную криволинейной формы, аналогично профилировке крыла.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых показаны принципиальные схемы уборки воздушного винта из обтекающего летательный аппарат потока воздуха и размещения составляющих элементов конструкции одного отдельно взятого воздушного винта на крыле в составе вспомогательной/дополнительной силовой установки летательного аппарата. Сама вспомогательная установка может состоять из различного числа вспомогательных/дополнительных двигателей, расположенных вдоль размаха крыла.

На фиг. 1 показан общий вид крыла и летательного аппарата с этим крылом,

на фиг. 2 - схема расположения убирающегося воздушного винта при взлетно-посадочных режимах полета ЛА,

на фиг. 3 - схема расположения убирающегося воздушного винта в крейсерском режиме полета ЛА

на фиг. 4 - изменение коэффициента подъемной силы Су при использовании эффекта обдувки крыла,

Устройство крыла с убирающимся воздушным винтом в компоновке регионального самолета представлено на Фиг. 1, вдоль размаха крыла 1 может быть расположено несколько вспомогательных/дополнительных двигателей 2, составляющих энергетическую механизацию крыла. Типовое сечение крыла Фиг. 2, включает в себя: профиль, двигатель 3, воздушный винт 4, передний лонжерон крыла 5, задней лонжерон 6. Воздушный винт с двигателем выполнены как единый моноблок с возможностью перемещения и/или поворота относительно крыла, а крыло содержит отсек длиной 10÷25% местной хорды крыла для убирания моноблока при его перемещении и/или повороте. Отсек для убирания моноблока расположен в нижней части крыла. Устройство работает следующим образом. В процессе взлета ЛА воздушный винт с двигателем находятся в выпущенном положении, Фиг. 2. При переходе от взлетной конфигурации к полетной, воздушный винт с двигателем выключаются, воздушные винты останавливаются таким образом, что лопасти занимают положение вдоль размаха крыла и убираются в отсек перед передним лонжероном.

В результате этого конфигурация устройства приобретает вид, приведенный на Фиг. 3. Воздушный винт и двигатель, расположенные в отсеке, закрыты от набегающего потока створкой 7, выполненной криволинейной формы, аналогично профилировке крыла, не нарушающей внешних обводов крыла, не создающей дополнительного аэродинамического сопротивления в крейсерском полете.

Крыло сформировано по шести базовым сечениям, полученным при помощи трехэтапной 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 первым трем сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по третьему, четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.

Были выполнены исследования на модели самолета с предлагаемым крылом. Результаты показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом обеспечивает повышение коэффициента подъемной силы Су на величину до 50% по сравнению с крылом без применения эффекта обдувки (Фиг. 4) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

Таким образом, создано крыло летательного аппарата, позволяющее повысить аэродинамические характеристики за счет обдува крыла и надежность за счет использования нескольких двигателей вдоль размаха крыла.