Крыло дозвукового самолета

Крыло дозвукового самолета

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к несущим элементам летательных аппаратов, и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения. Цель изобретения состоит в повышении максимального аэродинамического качества крыла на крейсерских режимах полета и соответственно крейсерских скоростей путем затягивания волнового кризиса на поверхности крыла в сторону больших чисел М. Крыло скомпоновано из новых профилей с относительной толщиной и относительной вогнутостью с параметрами кривизны передней кромки . 9 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения. Известны дозвуковые самолеты, крылья которых скомпонованы исходя из необходимости эксплуатации их на скоростях полета V = 450-500 км/ч. Крыло одного из таких самолетов АТR-42, геометрически закрученное с удлинением = 11,1, скомпоновано из профилей с относительной толщиной по борту фюзеляжа = 18% и на конце крыла = 13%. Крыло имеет центропланную часть без сужения с прямыми передней и задней кромками ( = 1,0) и консольную часть с сужением = 1,82. Впоследствии крыло самолета ATR-42 было модифицировано в крыло самолета АТR-72 с удлинением = 12 за счет развития корневой части без сужения при сохранении консольной части со стреловидностью 1/4 = 2^о18^I Данные крылья, как у самолета АТR-42, так и у самолета АТR-72 имеют присущий им недостаток - в части наличия переломов поверхности крыла вдоль размаха, который определяется формой крыла в плане и может приводить к более раннему возникновению зон сверхзвуковых течений и, следовательно, к более раннему падению аэродинамического качества на крейсерских режимах полета. Наиболее близким к предлагаемому варианту крыла является крыло ближнего магистрального самолета Ан-24. Крыло самолета Ан-24 имеет два разъема по размаху по каждой консоли, что определяется примененными в компоновке базовыми толстыми ламинаризированными профилями ЦАГИ с относительными толщинами на борту фюзеляжа = 18% и по концу крыла = 13% и относительными кривизнами соответственно = 1,75% и = 2,5%. Крыло имеет положительную геометрическую крутку на консольной части крыла величиной +0,5^о с уменьшением этой величины до 0^о на конце крыла. Крыло самолета Ан-24 выполнено с удлинением = = 11,7, с центропланной частью без сужения = 1,0 и консольной частью с сужением = = 2,92 и стреловидностью консольной части крыла 1/4 = 6^о50^I. Применение на самолете Ан-24 такого крыла в настоящее время не обеспечивает эксплуатацию с высоким уровнем аэродинамического качества на крейсерских режимах полета при скоростях V = 460-560 км/ч и более. Целью изобретения является повышение крейсерских скоростей полета, соответствующих числу М = 0,5-0,65, и максимального аэродинамического качества на этих режимах путем затягивания волнового кризиса на поверхности крыла в сторону больших чисел М. Это достигается тем, что крыло дозвукового самолета, геометрически закрученное с удлинением = 11-12, сужением = 2,5-3 и = 13% на конце крыла и скомпонованное из профилей со скругленной передней кромкой, выполнено с постоянной стреловидностью по передней и задней кромкам и составлено из профилей с относительными толщинами, изменяющимися от = 16-17% в бортовом сечении с = 0,09 до = 15,6-16% в центральном сечении с = 0,3 и с гладкой вдоль размаха верхней и нижней поверхностями крыла в зоне от переднего до заднего лонжеронов, с изменяющейся по размаху отрицательной геометрической круткой с углами установки сечений от = 0 у борта, в центральном сечении = -1-1,2^о до = -1,5^о в концевом сечении, где = 1,0, при этом профили выполнены со значением параметра кривизны носка = = 2,7-3,2 на участке от бортового до центрального сечений, возрастающем до значения = 5,1 на конце крыла с прямолинейной зоной в хвостовой части базовых сечений крыла и с положением максимальной положительной выгнутости f_max =33,75-35% вдоль размаха крыла, возрастающей от = 1,25% в бортовом сечении до = 2,6% в центральном и концевом сечениях, и расположением максимальной толщины = 37,5+39% местной хорды. Выбранные параметры крыла позволяют обеспечить характер распределения аэродинамической нагрузки по верхней поверхности крыла, близкий к полочному до 35-40% местной хорды, с последующим плавным восстановлением давления, что способствует, с одной стороны ,достижению благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, а с другой- реализации потребных несущих свойств без возникновения зон сверхзвуковых течений вплоть до М = 0,64-0,66. Установленные в системе крыла базовые сечения в сочетании с принятым законом построения поверхности способствуют достижению в расчетных условиях достаточно равномерного распределения местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла, сохранению равномерной закономерности поведения изобар вдоль всего размаха на верхней поверхности крыла, обеспечивая тем самым благоприятный характер обтекания на крейсерском режиме полета и распределение циркуляции вдоль размаха, близкое к эллиптическому закону, что позволяет сместить начало возникновения на крыле кризиса обтекания на числа М = 0,64-0,66, превышающие условия нормальной эксплуатации, и обеспечить самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета. На фиг.1 изображена форма крыла в плане; на фиг.2 - основные геометрические параметры компоновки крыла; на фиг.3 - форма профиля I базового сечения, форма его носка, а также форма средней и симметричной линий; на фиг.4 - то же, для II базового сечения; на фиг.5 - то же, для III базового сечения; на фиг. 6, 7 - аэродинамические характеристики, полученные при испытаниях в аэродинамической трубе модели с предлагаемым крылом и крылом-прототипом; на фиг.8, 9 - расчетные характеристики обтекания крыла на крейсерских режимах полета. Крыло с удлинением = 11 и сужением = 2,5 выполнено с геометрической круткой так, что сечение N 2 при = 0,3 повернуто относительно бортового сечения N 1 на угол = -1,2^о, а концевое N 3 - на угол = -1,5^о. Крыло состоит из центральной 1 и консольной 2 частей. Центральная часть составляет 30% полуразмаха, а остальные 70% занимает консольная часть. Крыло имеет постоянную стреловидность по передней и задней кромкам со стреловидностью по 1/4 хорд _1/4 = 3^о и при этом стреловидность по линии заднего лонжерона = 0^о. При этом крыло имеет гладкие вдоль всего размаха верхнюю и нижнюю поверхности в зоне от переднего до заднего лонжеронов, что обеспечивает получение высокого критического числа Маха (М_кр = 0,66) и возможность построения сплошного без переломов по всему размаху вдоль задней кромки крыла закрылка. Центральная часть крыла формируется из профилей относительной толщины = 16-15,6% с увеличением максимальной вогнутости от величины = 1,25% до величины, равной = 2,6%. При этом параметр кривизны носка изменяется от величины 2,7 ( = 0,09) до величины 3,2 при z = 0,3 и далее до величины 5,1 на конце консольной части. Крыло выполнено из профилей с радиусом носка, меняющегося от величины 2,4% бортового сечения до 1,6% на конце крыла, что позволяет улучшить обтекание крыла на больших углах атаки и улучшить характер протекания моментной характеристики. Крыло работает следующим образом. На режимах крейсерского полета аэродинамическая нагрузка распределяется по верхней поверхности крыла таким образом, что достигается благоприятная интерференция крыла центральной части 1 с фюзеляжем и реализуются потребные несущие свойства без возникновения зон сверхзуковых течений вплоть до М = 0,64-0,66 на частях 1 и 2. Крыло благодаря выбранным параметрам имеет на режимах крейсерского полета распределение аэродинамической нагрузки по верхней поверхности без возникновения зон сверхзвуковых течений и распределение циркуляции вдоль размаха, близкое к эллиптическому закону, что позволяет обеспечить самолету высокое аэродинамическое качество для числа М = =0,5-0,65.

Формула изобретения

КРЫЛО ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА, геометрически закрученное с удлинением = 11 - 12, , сужением = 2,5-3 и = 13% на конце крыла и скомпонованное из профилей со скругленной передней кромкой, отличающееся тем, что, с целью повышения крейсерских скоростей полета, соответствующих числу M = 0,5 - 0,65 , и максимального аэродинамического качества на этих режимах путем затягивания волнового кризиса на поверхности крыла в сторону больших чисел M, крыло выполнено с постоянной стреловидностью по передней и задней кромкам и составлено из профилей с относительными толщинами, изменяющимися от = 16-17% в бортовом сечении с = 0,09 до = 15,6-16% в центральном сечении с = 0,3 и с гладкой вдоль размаха верхней и нижней поверхностями крыла в зоне от переднего до заднего лонжеронов, с изменяющейся по размаху отрицательной геометрической круткой с углами установки сечений от = 0 у борта, в центральном сечении = -1 - 1,2^o до = - 1,5^o в концевом сечении, где = 1,0 при этом профили выполнены со значением параметра кривизны носка = = 2,7 - 3,2 на участке от бортового до центрального сечений возрастающим до значения = 5,1 на конце крыла с прямолинейной зоной в хвостовой части базовых сечений крыла и с положением максимальной положительной вогнутости f_макс = 33,75 - 35 % вдоль размаха крыла, возрастающей от = 1,25 % в бортовом сечении до = 2,6 % в центральном и концевом сечениях и расположением максимальной толщины = 37,5 + 39 % местной хорды.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9