RU2028250C1

RU2028250C1 - Стреловидное крыло

Info

Publication number: RU2028250C1
Authority: RU
Inventors: О.Ю. Алашеев; И.В. Зеленов; О.В. Карась; А.Б. Кощеев; М.Н. Некрасова; С.И. Скоморохов
Original assignee: Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева
Priority date: 1991-06-28
Filing date: 1991-06-28
Publication date: 1995-02-09

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета. Цель изобретения - повышение аэродинамического качества. В стреловидном крыле выполненном с удлинением λ = 8-11 , сужением 3 4, стреловидностью χ_1/4= 20-28^° и установленном на фюзеляже с углом заклинения φ_закл бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной среднее значение которой f_cp= 0,7-1% , максимальное f_макс= 1,2-4% и установленный с углом заклинения φ_закл= 1,9-2,6^° , при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением df_cp/df_закл= (0,65-0,75) . 7 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета L = 3500 км.

Прототипом является стреловидное крыло среднемагистрального самолета, выполненное с удлинением λ= 8, сужением 4, стреловидностью κ₁ _/ ₄= 24^о, установленное на фюзеляже с углом заклинения φ_закл.= 3^о.

На самолете верхнепланной схемы одно из конструктивных ограничений - минимум допустимой высоты установки крыла. В случае установки крыла прототипа на такой самолет угол его заклинения относительно фюзеляжа φ_закл по конструктивным требованиям имеет значение 3,7 - 4^о, при этом передняя кромка значительно выступает над верхним батексом фюзеляжа, что приводит к добавочному волновому сопротивлению сопряжения крыло-фюзеляж и, как следствие, к снижению аэродинамического качества. Целью изобретения является повышение аэродинамического качества.

Это достигается тем, что в стреловидном крыле, выполненном с удлинением λ= 8 - 11, сужением 3-4, стреловидностью κ₁ _/ ₄= 20-28^о и установленном на фюзеляже с углом заклинения φ_закл.= 1,9-2,6^о, бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f_ср = 0,7-1% , а максимальное значение f_макс = 1,2-1,4% и установлен с углом заклинения φ_закл.= 1,9-2,6, при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением
df_ср/d φ_закл. = -(0,65-0,75).

На фиг. 1 показано предлагаемое стреловидное крыло; на фиг. 2 - средние линии характерных продольных сечений крыла; на фиг. 3 - проиллюстрировано сравнение средних линий бортовых профилей предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 4 - изменение вдоль размаха местных углов атаки сечений прибортовой зоны предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 5 - конструктивное ограничение установки крыла в схеме верхнеплан; на фиг. 6 - зависимость средней кривизны бортового профиля от угла заклинения, при выполнении которой обеспечивается оптимальное распределение нагрузки по крылу самолета верхнепланной схемы; на фиг. 7 - выигрыш в максимальном аэродинамическом качестве относительно прототипа.

Стреловидное крыло 1 содержит суперкритические профили 2 (фиг. 2). Бортовой профиль 3 (фиг. 3) имеет положительную кривизну со средним значением

= 0,7-1% и максимальную относительную кривизну

= 1,2-1,4%. Изменение местных углов атаки в прибортовой зоне данного крыла 1^о (фиг. 4).

Преимущество изобретения состоит в следующем. В условиях конструктивных ограничений по положению потолка салона 4 (фиг. 5) конкретной компоновки верхнепланной схемы удается установить на фюзеляж 5 крыло 1 с оптимальным распределением нагрузки вдоль размаха при уменьшении угла заклинения крыла на фюзеляже до значений 1,9-2,6^о, избежав таким образом, излишнего выступания передней кромки крыла за верхний батекс фюзеляжа, и, как следствие, позволяет уменьшить волновое сопротивление сопряжения крыло-фюзеляж и повысить уровень аэродинамического качества компоновки.

Результаты проведенных расчетных и трубных исследований позволяют оценить ожидаемый выиграш в аэродинамическом качестве при крейсерских числах Маха М = 0,75 - 0,78 в 0,3 - 0,5 единицы (фиг. 7).

Claims

СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО, выполненное с удлинением λ=8-11, сужением 3 - 4, стреловидностью χ_1/4=20-28^° и установленное на фюзеляже с углом заклинения φ_закл, отличающееся тем, что, с целью повышения аэродинамического качества, бортовой профиль крыла выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой
а максимальное значение
и установлен с углом заклинения φ_закл=1,9-2,6^°, при этом средняя относительная кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением