RU2609623C1 - Крыло летательного аппарата - Google Patents
Крыло летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2609623C1 RU2609623C1 RU2015139052A RU2015139052A RU2609623C1 RU 2609623 C1 RU2609623 C1 RU 2609623C1 RU 2015139052 A RU2015139052 A RU 2015139052A RU 2015139052 A RU2015139052 A RU 2015139052A RU 2609623 C1 RU2609623 C1 RU 2609623C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- section
- profile
- profile chord
- edge
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
- B64C2003/149—Aerofoil profile for supercritical or transonic flow
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная. Задняя кромка выполнена с наплывом. Крыло составлено из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении, в сечении излома задней кромки крыла и в концевом сечении крыла. Величина геометрической крутки крыла положительна от бортового сечения до , а после отрицательна до конца крыла. Распределения толщин сечений крыла характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля. Изобретение направлено на снижение коэффициента сопротивления при крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8. 8 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных ближне-, среднемагистральных пассажирских самолетов.
Предшествующий уровень техники
Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.
Известно крыло самолета Аэро Интернешнл Ридженл RJ70 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 86-87, М., АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью .
Известно крыло самолета Антонов Ан-148 (см. Ан-148, сост. Jasse Russell, М., 2012 г.), взятое за прототип, выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью .
В качестве недостатка, который можно указать, является рост коэффициента сопротивления и, как следствие, большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,78, в результате значительное снижение топливной эффективности.
Сущность изобретения
Цель изобретения состоит в получении низкого значения коэффициента сопротивления и, как следствие, обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности и увеличении крейсерской скорости полета при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов в схеме «высокоплан».
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение низкого значения коэффициента сопротивления и показателя топливной эффективности при обеспечении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящим из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполненным с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью и содержащим сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва, задняя кромка выполнена с наплывом и составлена из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении, в сечении излома задней кромки крыла и в концевом сечении крыла, величина геометрической крутки крыла положительна от бортового сечения до , после этого значения геометрической крутки отрицательны до конца крыла, распределения толщин сечений крыла характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано:
На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,
на фиг. 3 - характерное распределение крутки сечения крыла,
на фиг. 4 - типовой профиль консоли крыла,
на фиг. 5 - распределение нагрузки по размаху крыла,
на фиг. 6 - распределение давления в сечениях крыла,
на фиг. 7 - распределение коэффициента давления по оси фюзеляжа,
на фиг. 8 - изменение коэффициента Сх от числа Маха М.
На фиг. 1-8 цифрами обозначены следующие позиции:
1 - крыло летательного аппарата; 2 - центроплан; 3 - консоль крыла; 4 - передняя кромка; 5 - задняя кромка; 6 - излом по задней кромке; 7 - размах крыла; 8 - сверхкритические профили; 9 - носок крыла; 10 - участок сильной кривизны; 11 - участок малой кривизны.
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=9÷11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью , при виде сверху передняя кромка крыла прямолинейная без изломов по передней (4) и задней (5) кромкам и с изломом 6 по задней кромке на участке 30-40% размаха крыла. Крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху (7) крыла (Фиг. 2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими излом задней кромки крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес конструкции крыла. Крыло выполнено с положительной геометрической круткой от бортового сечения до z=0.5, после этого значения геометрической крутки отрицательные до конца крыла (Фиг. 3).
Крыло содержит сверхкритические профили (8) (Фиг. 4), характеризующиеся увеличенными радиусами носков (9) и сильной кривизной (подрезкой) (10) в хвостовой части профиля, положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля и увеличенной толщиной хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны (11) на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля.
Распределение нагрузки по размаху близко к эллиптическому (Фиг. 4). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.
Крыло спроектировано с полочным распределением давления в зоне центроплана, минимизирующим уровень возмущенных скоростей (Фиг. 5).
Распределение давления по оси фюзеляжа также не содержит скачков уплотнения (Фиг. 6).
Представленное формообразование обводов крыла позволит без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное снижение коэффициента сопротивления (Фиг. 7) и, как следствие, повысить топливную эффективность.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
- низкое значение величины сопротивления и показателя топливной эффективности при обеспечении крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.8.
Claims (1)
- Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2-4, стреловидностью X1/4=15-25° и содержит сверхкритические профили, отличающееся тем, что передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом и составлена из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении, в сечении излома задней кромки крыла и в концевом сечении крыла, величина геометрической крутки крыла положительна от бортового сечения до , после этого значения геометрической крутки отрицательны до конца крыла, распределения толщин сечений крыла характеризуются положением максимальной толщины профиля на участке 30-50% хорды профиля, форма верхней поверхности сечений крыла характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 20-50% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 45% хорды профиля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015139052A RU2609623C1 (ru) | 2015-09-14 | 2015-09-14 | Крыло летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015139052A RU2609623C1 (ru) | 2015-09-14 | 2015-09-14 | Крыло летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2609623C1 true RU2609623C1 (ru) | 2017-02-02 |
Family
ID=58457594
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015139052A RU2609623C1 (ru) | 2015-09-14 | 2015-09-14 | Крыло летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2609623C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2683404C1 (ru) * | 2018-03-23 | 2019-03-28 | Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2688639C1 (ru) * | 2018-07-26 | 2019-05-21 | Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2707164C1 (ru) * | 2019-04-19 | 2019-11-22 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Крыло летательного аппарата |
RU2736402C1 (ru) * | 2020-02-10 | 2020-11-16 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE412810C (de) * | 1922-01-05 | 1925-04-30 | D Aviat Louis Breguet Sa Des A | Flugzeugfluegel |
US2709052A (en) * | 1952-04-15 | 1955-05-24 | Charles J Fletcher | Spanwise flow control of fluid swept lifting surfaces |
RU2540293C1 (ru) * | 2013-08-14 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Крыло летательного аппарата |
-
2015
- 2015-09-14 RU RU2015139052A patent/RU2609623C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE412810C (de) * | 1922-01-05 | 1925-04-30 | D Aviat Louis Breguet Sa Des A | Flugzeugfluegel |
US2709052A (en) * | 1952-04-15 | 1955-05-24 | Charles J Fletcher | Spanwise flow control of fluid swept lifting surfaces |
RU2540293C1 (ru) * | 2013-08-14 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Крыло летательного аппарата |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2683404C1 (ru) * | 2018-03-23 | 2019-03-28 | Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2688639C1 (ru) * | 2018-07-26 | 2019-05-21 | Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2707164C1 (ru) * | 2019-04-19 | 2019-11-22 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Крыло летательного аппарата |
RU2736402C1 (ru) * | 2020-02-10 | 2020-11-16 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6578798B1 (en) | Airlifting surface division | |
RU2600413C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CN104691739B (zh) | 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 | |
RU2609623C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CA2713363C (en) | Aerodynamic structure with series of shock bumps | |
US8317128B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
CA2713362C (en) | Shock bump | |
CN105129090A (zh) | 一种低阻低声爆布局的超声速飞行器 | |
CA2713360A1 (en) | Aerodynamic structure with non-uniformly spaced shock bumps | |
CN108750073B (zh) | 一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘 | |
CN105857579A (zh) | 一种螺旋桨飞机 | |
JP2020534214A (ja) | 航空機のキューポラフェアリングおよびその製造方法 | |
CN113859511B (zh) | 一种低阻低声爆超声速民机气动布局结构 | |
US20210009256A1 (en) | Elliptical wing tip and method of fabricating same | |
CN106828872B (zh) | 采用支撑尾翼的高后翼高空长航时串列翼飞行器气动布局 | |
RU2662590C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
US20120032033A1 (en) | Wing piercing airplane | |
CN210681131U (zh) | 一种机翼结构 | |
US9718534B2 (en) | Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span | |
CN109263855B (zh) | 一种采用后缘支撑翼的超大展弦比飞行器气动布局 | |
CN107264774A (zh) | 一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局 | |
RU2645557C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2540293C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
KR102669013B1 (ko) | 항공기 날개 및 윙팁 장치 | |
RU2679104C1 (ru) | Крыло летательного аппарата |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180915 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190704 |