Результат интеллектуальной деятельности: Крыло летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения, в том числе легких реактивных и административных самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения безопасности, высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, скорости полета, кроме того оно может быть использовано для снижения уровня шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне в хвостовой части фюзеляжа выше верхней поверхности крыла, обеспечивающее экранирующее воздействие от планера, за счет возможности применения упрощенной взлетно-посадочной механизации при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≈0,8) и улучшенном условии базирования за счет увеличения клиренса, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП.

Известны различные технические решения крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла. 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 несколько примеров самолетов с аналогичным предлагаемому крылом.

Известен самолет НА-420 Honda Jet с крылом, разработанный компанией Honda. Мотогондолы двигателей установлены на крыле на пилоне. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040 км с максимальной скоростью 790 км/ч. (см. патент US D469054 S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая дальность, как следствие низкая топливная эффективность.

Известен самолет Piaggio Р. 180 Avanti, с крылом, разработанный итальянским консорциумом Piaggio Aero Industries, (см. интернет-сайты www.piaggioaerospace.it). Самолет предназначен для перевозки до 9 пассажиров на расстояние до 2780 км с максимальной скоростью 732 км/ч.

Известен легкий административный самолет HFB-320 Hansa Jet, со стреловидным крылом, обратной стреловидности -15 по передней кромке, разработанный немецкой фирмой Hamburger Flugzeugbau GmbH (см. интернет-сайты www.airwar.ru,). Самолет предназначен для перевозки до 12 пассажиров на расстояние до 2420 км с максимальной скоростью 825 км/ч.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75 вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижению безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность. 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.

Известно крыло летательного аппарата (Патент РФ №2693389, МПК В64С 3/10, 2019 г.) взятое за прототип, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0-4.5, крыло содержит сверхкритические профили, передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-17% в бортовом сечении до 10-11% в концевых сечениях крыла, с меняющейся по размаху законом распределения геометрической круткой от ε=0.0-0.5° в бортовых сечениях до ε=-0.1÷-1.0° в концевых сечениях.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанного с влиянием пилонов, мотогондол и других элементов конструкции самолета и как следствие, более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка крыла летательного аппарата, позволяющего увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровень шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.83 при обеспечении безотрывного обтекания крыла и обеспечение высокого уровня несущих свойств.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5передняя кромка в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, передняя кромка в области 25-100% имеет отрицательную величину стреловидности -10÷-15, задняя кромка имеет отрицательную величину стреловидности -15÷-25, относительные толщины профилей крыла меняются от 14-18% в бортовом сечении до 9-12% в концевых сечениях крыла, с меняющейся по размаху законом распределения геометрической крутки от ε-1.0÷-1.5° в бортовых сечениях до ε=1.5÷2.0° в концевых сечениях.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла и сравнение с прототипом

на фиг. 2 - характерные величины распределение давления в сечениях крыла и сравнение с прототипом

на фиг. 3 - обтекание верхней поверхности крыла

на фиг. 4 - изменение величины сопротивления Сх от числа Маха крейсерского полета,

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=8÷11 и сужением η=3÷4.5, передняя кромка 4 при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом 5 и наплывом 6, в области от 25 до 100% размаха крыла передняя кромка выполнена с отрицательной стреловидностью -15÷-25, задняя кромка 7 выполнена прямолинейной, имеет отрицательную величину стреловидности -15÷-25. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-18% в бортовом сечении 8 и уменьшается до 9-1.% в концевом сечении 9 (Фиг. 1). Крыло летательного аппарата 1 выполнено с изменением геометрической крутки по размаху от ε=-1.0÷-1.5° в бортовых сечениях до ε=1.5÷2.0° в концевых сечениях.

Крыло содержит сверхкритические профили, обеспечивающие реализацию необходимых значений несущих свойств, коэффициентов момента тангажа и сопротивления во всем диапазоне эксплуатационных режимов. Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 15 режимах полета. Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла.

Был выполнен ряд расчетных исследований в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Представлено сравнение коэффициентов распределения давления в нескольких сечениях по размаху крыла с прототипом (фиг. 2). Сравнения показали большие значения коэффициента подъемной силы Су при одном и том же значении угла атаки. Это благоприятно влияет на условия базирования и значения полетных углов атаки крейсерского полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет благоприятный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М. Сравнения величин сопротивления (фиг. 4) показали практически одинаковые значения до числа Маха М=0.8, далее предлагаемый вариант выигрывает у прототипа порядка 2-5%.

Вышеперечисленные преимущества свидетельствуют о возможности снижения расхода топлива и увеличение безопасности полета и позволяют повысить величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) на 2-4%.

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

- высокие значения коэффициента подъемной силы и меньшие значения коэффициента сопротивления и, как следствие, уменьшение расхода топлива на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.78-0.83.

Использование прямого крыла упрощает и облегчает конструкцию, позволяет получить высокие взлетно-посадочные характеристики при отсутствии предкрылка и обеспечивает естественную ламинаризацию обтекания поверхности.