RU2686794C1 - Крыло летательного аппарата - Google Patents
Крыло летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686794C1 RU2686794C1 RU2018127540A RU2018127540A RU2686794C1 RU 2686794 C1 RU2686794 C1 RU 2686794C1 RU 2018127540 A RU2018127540 A RU 2018127540A RU 2018127540 A RU2018127540 A RU 2018127540A RU 2686794 C1 RU2686794 C1 RU 2686794C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- section
- aircraft
- span
- profiles
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000004941 influx Effects 0.000 abstract description 2
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к крыльям дозвуковых самолетов. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. При виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом и изломом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли, выполненный со скруглением. Относительные толщины профилей крыла меняются от с 18% в бортовом сечении до 11-12% в области 27-35% от его размаха и 8-9% в концевых сечениях крыла. Сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60 на нижней поверхности. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с пониженным уровнем шума на местности.
Предшествующий уровень техники
В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.
Предлагаемое техническое решение направлено на обеспечение высокого значения аэродинамического качества и для снижения уровня шума на местности за счет возможности проектирования крыла без предкрылка или с бузщелевым предкрылком и упрощенным однощелевым закрылком при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≤0.8).
Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2035 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ.
Известны различные технические решения стреловидных 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.
Известно несколько примеров самолетов с пониженным уровнем шума за счет применения ламинаризации верхней поверхности крыла.
Известен самолет HA-420 Honda Jet разработанный компанией Honda. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040км с максимальной скоростью 790км/ч. (см. патент US D469054S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость и дальность, как следствие низкая топливная эффективность.
Известен самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. (Гражданская авиация/ ред. Джим Винчестер;пер. с англ. М.М. Михайлова.-М.: АСТ:Астрель, 2010,- 265с цв.ил.- (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200км с максимальной скоростью 780км/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, снижение безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.
Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2406647. МПК В64С 3/14, опуб. 20.12.2010г.), взятое за прототип, выполненном с удлинением λ > 7, стреловидностью χ= 10-35° , содержащем сверхкритические профили, построено на использовании пяти аэродинамических профилей, размещенных вдоль консоли крыла и соединенных друг с другом поверхностями одинарной и двойной кривизны.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла и как следствие более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.
Техническим результатом настоящего изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, позволяющая увеличить величину аэродинамического качества, показатель топливной эффективности а также снизить уровня шума на местности за счет применения эфекта естественной ламинаризации на верхней поверхности крыла на дозвуковых скоростях полета М≤0.8 самолета со стреловидным крылом.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащее центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=7÷12, стреловидностью χ= 10-35° и содержащем сверхкритические профили, при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли выполненный со скруглением для более равномерного обтекания поверхности крыла, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и 9-10% в концевых сечениях крыла, сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60 на нижней поверхности.
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 - общий вид стреловидного крыла,
на фиг. 2 – типовой профиль крыла,
на фиг. 3 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
на фиг. 4 — изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка крыла, 6- скругление передней кромки крыла, 7- скругление задней кромки крыла, 8 – бортовое сечение крыла, 9 – концевое сечение крыла, 10 – сверхкритический профиль
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено с удлинением λ=7÷12 и стреловидностью χ=10÷35°, без излома по передней (4) и с изломом на задней (5) кромкам с скруглением (6) и (7) по передней и задней кромке на участке 27-35% размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 16% 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 содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 2), с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60% на нижней поверхности.
Крыло сформировано по восьми 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=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М=0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды – положением заднего лонжерона и интерцепторов.
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. 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 ≈ 0.1÷1.0 в диапазоне чисел Маха М=0.75÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.8 (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 Мкрейс=0.8-0.82.
Claims (1)
- Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла задняя кромка выполнена с наплывом и изломом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения участков центроплана и консоли, выполненный со скруглением, при этом относительная толщина профиля крыла меняется от с 18% в бортовом сечении до 11-13% в области 27-35% от его размаха и до 8-9% в концевом сечении крыла, сверхкритические профили крыла выполнены с участками малой кривизны в диапазоне 20-75% на верхней поверхности и 25-60% на нижней поверхности.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127540A RU2686794C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127540A RU2686794C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2686794C1 true RU2686794C1 (ru) | 2019-04-30 |
Family
ID=66430517
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018127540A RU2686794C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2686794C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5314142A (en) * | 1991-03-19 | 1994-05-24 | British Aerospace Public Limited Company | Wing root aerofoil for forward swept wings |
RU2406647C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-12-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Стреловидное крыло самолета и аэродинамический профиль (варианты) |
US8186616B2 (en) * | 2004-12-21 | 2012-05-29 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Hybrid transonic-subsonic aerofoils |
-
2018
- 2018-07-26 RU RU2018127540A patent/RU2686794C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5314142A (en) * | 1991-03-19 | 1994-05-24 | British Aerospace Public Limited Company | Wing root aerofoil for forward swept wings |
US8186616B2 (en) * | 2004-12-21 | 2012-05-29 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Hybrid transonic-subsonic aerofoils |
RU2406647C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-12-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Стреловидное крыло самолета и аэродинамический профиль (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8016233B2 (en) | Aircraft configuration | |
EP0681544B1 (en) | High-efficiency, supersonic aircraft | |
US7900868B2 (en) | Noise-shielding wing configuration | |
US6293497B1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
RU2600413C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
WO1998017529A9 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
US5901925A (en) | Serrated-planform lifting-surfaces | |
US20130062460A1 (en) | Fuselage and method for reducing drag | |
EP0735970B1 (en) | Aircraft wing/nacelle combination | |
RU2662590C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2686794C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CN113044205A (zh) | 可变机翼前缘弯度 | |
US20040129837A1 (en) | Laminar flow wing for transonic cruise | |
RU2662595C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
KR101015391B1 (ko) | 소형 제트기용 자연층류 익형 | |
RU2645557C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CN111247068A (zh) | 飞机挂架整流罩 | |
RU2693389C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
EP3326907B1 (en) | Lifting surface of an aircraft for increasing the generated lift force | |
RU2717412C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2772846C2 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU216044U1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2679104C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2724015C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2707164C1 (ru) | Крыло летательного аппарата |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20210126 Effective date: 20210126 |