Крыло летательного аппарата

Крыло летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредствам снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.8-0.86.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуатации при крейсерских числах М=0.78-0.86.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский 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 χ_1/4=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 χ_1/4=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, r_н.≤0.7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, с составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением У_в.п./У_в.п.max≥0,75 и положением ординаты У_в.п.max 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 самолета ИЛ-96-400М, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ_1/4=30° и содержащее сверхкритические профили, крейсерская скорость полета М=0.8, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.).

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

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоль, выполненном со стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную на 10-20% площадь в носовой части и увеличенную на 1-3% длину концевых участков профилей («хвостиков») относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, при этом значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r_н.≥1.5%, а относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 - профиль крыла,

на фиг. 3 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 4 - изменение аэродинамического качества 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 кромке 4 и изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла. Крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении 8 и уменьшается до 9% в концевом сечении 9 (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью ε=2-3° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-4°, закон изменения крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер. Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки, отличающийся от эллиптического, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 9 от преждевременного отрыва потока.

Крыло содержит сверхкритические профили (фиг. 2), характеризуется тем, что профили крыла по размаху от 0 до 40% имеют увеличенную площадь в носовой части на величину 10-20% и длину концевых участков профилей («хвостиков»), увеличенную на 1-3% относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, r_н.≥1.5%.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета: М=0.835 Су=0.565; М=0.83 Су=0.58; М=0.84 Су=0.55; М=0.835 Су=0.52; М=0.845 Су=0.52; М=0.85 Су=0.52; М=0.83 Су=0.7 при натурном числе Рейнольдса Re=40 млн, а также М=0.835 Су=0.565, М=0.84 Су=0.55 и М=0.845 Су=0.535 при Re=3.6 млн, . Для устранения опасности преждевременного срыва на консольной части крыла с большим сужением на режиме М=0.83 Су=0.7 учитывалась не только величина абсолютного волнового сопротивления, но и величина максимального локального значения Сх_Всеч≥0.0036. Это позволило добиться более равномерного появления отрывов из-под скачка по размаху.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) 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÷1.5 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.4÷1.2 (Фиг. 4) 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 М_крейс=0.82-0.86.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное со стреловидностью χ=28-35°, содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную на 10-20% площадь в носовой части и увеличенную на 1-3% длину концевых участков профилей относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, при этом значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r_н≥1.5%, а относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.