RU2688639C1 - Крыло летательного аппарата - Google Patents
Крыло летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2688639C1 RU2688639C1 RU2018127536A RU2018127536A RU2688639C1 RU 2688639 C1 RU2688639 C1 RU 2688639C1 RU 2018127536 A RU2018127536 A RU 2018127536A RU 2018127536 A RU2018127536 A RU 2018127536A RU 2688639 C1 RU2688639 C1 RU 2688639C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- profile
- chord
- range
- shape
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей, выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержит сверхкритические профили. Передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные. Величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, r≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля. Обеспечивается повышение значений коэффициента подъемной силы С, аэродинамического качества, топливной эффективности на крейсерских режимах полета. 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных беспилотных и региональных самолетов, так и для модернизации уже существующих летательных аппаратов.
Предшествующий уровень техники
Потеря подъемной силы крыла на закритических углах атаки и последующее сваливание являются одной из главных причин авиационных происшествий, особенно в легкой авиации общего назначения. Выход на закритические углы атаки может быть вызван как ошибками пилотирования, так и сильными порывами ветра. Поведение самолета во время сваливания зависит от многих факторов, среди которых можно выделить форму в плане (сужение и стреловидность); распределение крутки и профилировки по размаху; наличие устройств, провоцирующих или затягивающих отрыв потока (предкрылки, вихрегенераторы, щели, “зубья”, “запилы”, треугольные накладки на передней кромке); положение оперения относительно крыла; загрязнение передней кромки; обледенение и др.
Улучшения характеристик сваливания можно достичь путем применения в компоновке крыла профилей с так называемым ”мягким” срывом, которые имеют достаточно большой диапазон Cy≈const в окрестности αкрит. Проектированию подобных профилей для беспилотных летательных аппаратов посвящены работы. В них требование “мягкого” срыва сочеталось с требованием высокого аэродинамического качества за счет протяженных участков ламинарного пограничного слоя на верхней и нижней поверхностях профиля. При преждевременной турбулизации резко ухудшаются не только характеристики сопротивления, но и несущие характеристики.
Известны различные схемы крыльев современных беспилотных летательных аппаратов (БЛА).
Известно крыло БЛА IAI Heron (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005 г., стр 445-500). выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.
Известно крыло MQ-1 Predator (Михаил Павлушенко, Геннадий Евстафьев, Иван Макаренко «Беспилотные летательные аппараты: история, применения, угроза распространения и перспективы развития», Национальная и глобальная безопасность, Научные записки ПИР-Центра, №2 2004, Правда 2005г., стр 445-500) выполнен по нормальной аэродинамической схеме с крылом состоящим из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили.
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата, БЛА “Орион” (http://kronshtadt.ru/products/bespilotny-e-sistemy-i-robototehnika/ae-rokosmicheskie-sistemy/kompleksy-s-bla/) состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 20-80% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 20 до 100% профиля.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла после величин углов атаки α соответствующих максимальным значения коэффициента подъемной силы Су и как следствие резкое снижение несущих свойств БПЛА, что может привести к потери БПЛА.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.
Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств на крейсерском режиме полета и сохранение несущих свойств самолета БПЛА после значений Су мах без значительных ухудшений и снижения коэффициента сопротивления Сх.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, состоящем из состоящее из центроплана, консолей выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%, отличается тем что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% 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 - типовой профиль крыла,
на фиг. 3 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для предлагаемого крыла и крыла прототипа,
на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх для предлагаемого крыла и крыла прототипа
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – сверхкритический профиль
Раскрытие изобретения
Крыло летательного аппарата (1) (Фиг. 1) состоит из центроплана (2) и консоли (3), выполнено со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная,
Крыло содержит сверхкритические профили (4) (фиг. 2). Типичный профиль крыла имеет величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.5%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволиненйным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.
Крыло сформировано по трем базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.
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 эксплуатировать летательный аппарат в большом диапазоне углов атаки α без ухудшение несущих свойств, очень плавный характер срыва с затянутым участком Су≈const (Фиг. 3) и при улучшении коэффициетта сопротивления на 2-5% (Фиг. 4), что позволит эксплуатировать летательный аппарат большее количество времени без дозаправки.
Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:
- высокие несущие свойства и топливная эффективность на эксплуатационных режимах полета.
Claims (1)
- Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консолей, выполненное со стреловидностью до χ=0÷10° и содержащее сверхкритические профили, передняя и задняя кромки крыла при виде сверху прямолинейные, отличающееся тем, что величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.5%, отличающееся тем, что форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с криволинейным участком в диапазоне 18-85% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 50% хорды профиля, а форма нижней поверхности профиля выполнена с участком вогнутости в диапазоне от 19 до 100% профиля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127536A RU2688639C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127536A RU2688639C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2688639C1 true RU2688639C1 (ru) | 2019-05-21 |
Family
ID=66637036
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018127536A RU2688639C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Крыло летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2688639C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4072282A (en) * | 1975-03-04 | 1978-02-07 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Supercritical aerofoils |
US4858852A (en) * | 1987-06-01 | 1989-08-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Divergent trailing-edge airfoil |
US6592072B1 (en) * | 2002-06-20 | 2003-07-15 | The Boeing Company | Spanwise tailoring of divergent trailing edge wings |
RU2600413C1 (ru) * | 2015-09-14 | 2016-10-20 | Ооо "Оптименга-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2609623C1 (ru) * | 2015-09-14 | 2017-02-02 | Ооо "Оптименга-777" | Крыло летательного аппарата |
-
2018
- 2018-07-26 RU RU2018127536A patent/RU2688639C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4072282A (en) * | 1975-03-04 | 1978-02-07 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Supercritical aerofoils |
US4858852A (en) * | 1987-06-01 | 1989-08-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Divergent trailing-edge airfoil |
US6592072B1 (en) * | 2002-06-20 | 2003-07-15 | The Boeing Company | Spanwise tailoring of divergent trailing edge wings |
RU2600413C1 (ru) * | 2015-09-14 | 2016-10-20 | Ооо "Оптименга-777" | Крыло летательного аппарата |
RU2609623C1 (ru) * | 2015-09-14 | 2017-02-02 | Ооо "Оптименга-777" | Крыло летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107757879B (zh) | 用于飞行器的机翼的翼尖装置、飞行器及用途 | |
EP2567892B1 (en) | Aircraft tail surface with a leading edge section of undulated shape | |
US9505485B2 (en) | Vortex generation | |
JP2013508225A5 (ru) | ||
US9714080B2 (en) | Wing tip device having configurations for flight and ground-based operations | |
WO2009045694A2 (en) | Wingtip feathers, including paired, fixed feathers, and associated systems and methods | |
RU2012121848A (ru) | Крыло с ламинарным обтеканием, оптимизированное для летательного аппарата сверхзвукового и высокого дозвукового крейсерского полета | |
CN108583847B (zh) | 一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型 | |
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
EP3401209B1 (en) | Aircraft radome apparatuses and methods | |
US20170073062A1 (en) | Variable Geometry Wingtip | |
CN108750073A (zh) | 一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘 | |
US20160122006A1 (en) | Low drag turbulence generators for aircraft wings | |
US20220097830A1 (en) | High Performance Winglet | |
US9896192B2 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
RU2688639C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
US8733696B2 (en) | Method for enhancing the aerodynamic efficiency of the vertical tail of an aircraft | |
US20210197952A1 (en) | Variable wing leading edge camber | |
RU2662590C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CN102167152B (zh) | 前缘对齐的飞机翼尖装置 | |
CN107487438B (zh) | 一种高升力翼型 | |
RU2693389C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
CN202541831U (zh) | 一种飞机小翼 | |
RU2679104C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
US20190256188A1 (en) | Airfoil Modification To Improve Fuel Efficiency |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20210126 Effective date: 20210126 |