RU2693351C1 - Аэродинамический профиль крыла - Google Patents
Аэродинамический профиль крыла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2693351C1 RU2693351C1 RU2018127549A RU2018127549A RU2693351C1 RU 2693351 C1 RU2693351 C1 RU 2693351C1 RU 2018127549 A RU2018127549 A RU 2018127549A RU 2018127549 A RU2018127549 A RU 2018127549A RU 2693351 C1 RU2693351 C1 RU 2693351C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- radius
- circle
- wing
- nose
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности. Носовая часть профиля крыла от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности выполнена в виде окружности большего радиуса, соединяющейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля. Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 5-7% хорды профиля. Малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 0.5% хорды профиля. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы профиля крыла на посадочных скоростях полета и уменьшение величины сопротивления в эксплуатационном режиме углов атаки. 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке беспилотных и региональных самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.
Предшествующий уровень техники
Форма аэродинамических профилей оказывает наибольшее влияние на аэродинамические характеристики крыльев.
К современным профилям для крыльев малой стреловидности (χ=0÷10˚) предъявляются следующие требования:
-большая относительная толщина с=15÷25%;
- очень плавный характер срыва с затянутым участком Су≈const;
- высокое аэродинамическое качество при свободном переходе;
- умеренное значение шарнирного момента элевона.
В настоящее время консольные части большинства крыльев для дозвуковых и околозвуковых скоростей полета выполняются из аэродинамических профилей, включающих носовой участок круговой формы, плавно сопрягающийся с контурами верхней и нижней поверхности, соединяющимися на задней кромке профиля. В большинстве случаев круговая форма носовых частей аэродинамических профилей крыла выполняется в виде участка окружности. Величина радиуса окружности носового участка профиля оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики.
Аналогом предлагаемого изобретения является известный аэродинамический профиль Уиткомба с носовой частью, выполненной в виде окружности с большим радиусом равным r=2с2 (где с - относительная толщина профиля) (патент США №3952971, US CL 244/35R, 1976 г.). Данный профиль имеет отрицательную вогнутость средней линии в области максимальной толщины. На данном профиле околозвуковой кризис обтекания (резкий рост сопротивления) наступает при более высоких значениях чисел Маха по сравнению с профилями других типов. Недостатками данного профиля являются низкое значение коэффициента максимальной подъемной силы и высокое аэродинамическое сопротивление на докритических скоростях полета.
Известен аэродинамический профиль крыла с относительно большой положительной вогнутостью и носовой частью круговой формы с относительно малым радиусом, приблизительно 1,45% хорды при максимальной относительной толщине профиля 16% хорды (патент ЕР А1 0068121, МПК В64С 3/14, 1982 г.).
Известен аэродинамический профиль крыла (Патент РФ №2581642. МПК В64С 3/14, опуб. 10.02.2016г.), взятое за прототип, включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности. Носовая часть профиля крыла от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности выполнена в виде окружности большего радиуса, соединяющейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля. Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 7-10% хорды профиля. Малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 1-2% хорды профиля.
Недостатком прототипа является то, что форма носовой части профиля ограничивает величину коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.
Техническим результатом изобретения является обеспечение увеличения коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях полета без увеличения коэффициента аэродинамического сопротивления на крейсерских скоростях полета.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что что профиль крыла, включающий носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности, выполнен с носовой частью от передней кромки профиля до сопряжения с контуром верхней поверхности в виде окружности большего радиуса, сопрягающейся с окружностью малого радиуса с общей касательной на передней кромке профиля.
Большой радиус окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля выполнен равным 5-7% хорды профиля, а малый радиус окружности со стороны нижней поверхности профиля выполнен равным 0-0.5% хорды профиля.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного аэродинамического профиля крыла с использованием чертежей, на которых показано:
На фиг. 1 показан общий вид предлагаемого профиля крыла
на фиг. 2 - представлено сравнение предлагаемого профиля крыла и профиля-прототипа
на фиг. 3 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для предлагаемого профиля крыла и профиля крыла прототипа на взлетно-посадочных скоростях полета.
на фиг. 4 – представлено сравнение расчетных значений коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх на крейсерской скорости полета.
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:
1-носовая часть профиля, 2 – контур нижней поверхности, 3 – профиль верхней поверхности, 4 – хорда профиля
Раскрытие изобретения
Предлагаемый аэродинамический профиль крыла выполнен с носовой частью (1), состоящей из большой окружности с радиусом R и малой окружности с радиусом r (фиг. 1, фиг. 2). Обе окружности соединяются на передней кромке профиля с общей касательной. Центры большой и малой окружностей могут находиться на хорде профиля (4). В этом случае, общая касательная окружностей будет перпендикулярна хорде профиля. Большая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром верхней поверхности (3) и является ее частью. Малая окружность носовой части плавно сопрягается с контуром нижней поверхности (2) и является ее частью.
Проведенные параметрические исследования показали, что наилучший эффект достигается при выполнении большого радиуса окружности носовой части со стороны верхней поверхности профиля равным 5-7% хорды профиля, а малого радиуса окружности со стороны нижней поверхности профиля равным 0.5% хорды профиля.
Изменение верхней поверхности профиля и радиуса окружности носовой части профиля со стороны верхней поверхности обеспечивает профилю более высокие значения коэффициента максимальной подъемной силы на больших углах атаки при взлетно-посадочных скоростях с числом М≈0,15 (фиг. 3).
Уменьшение радиуса окружности носовой части профиля со стороны нижней поверхности по сравнению с аналогом обеспечивает предлагаемому профилю сохранение малого аэродинамического сопротивления на малых углах атаки со значениями Су=0,3-0,5 при крейсерской скорости полета с числом М≈0,6 (фиг. 4).
Таким образом, удается создать аэродинамический профиль крыла, обладающего следующими преимуществами:
- увеличение коэффициента подъемной силы профиля крыла и уменьшение величины сопротивления в эксплуатационном режиме углов атаки α.
Claims (2)
-
- Аэродинамический профиль крыла, включающий скругленную носовую часть выпуклой формы, плавно сопрягающуюся с контурами верхней и нижней поверхностей, отличающийся тем, что скругленная носовая часть профиля крыла выполнена с радиусом кривизны по верхней поверхности, равным 5-7% хорды профиля, и с радиусом кривизны по нижней поверхности, равным 0.5% хорды профиля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127549A RU2693351C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Аэродинамический профиль крыла |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018127549A RU2693351C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Аэродинамический профиль крыла |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2693351C1 true RU2693351C1 (ru) | 2019-07-02 |
Family
ID=67251862
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018127549A RU2693351C1 (ru) | 2018-07-26 | 2018-07-26 | Аэродинамический профиль крыла |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2693351C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1998025818A1 (en) * | 1995-06-14 | 1998-06-18 | Matti Aulis Einari Ollikainen | A wing or the like |
JP2004276748A (ja) * | 2003-03-17 | 2004-10-07 | Fuji Heavy Ind Ltd | 翼設計方法 |
RU2581642C2 (ru) * | 2014-07-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль крыла |
-
2018
- 2018-07-26 RU RU2018127549A patent/RU2693351C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1998025818A1 (en) * | 1995-06-14 | 1998-06-18 | Matti Aulis Einari Ollikainen | A wing or the like |
JP2004276748A (ja) * | 2003-03-17 | 2004-10-07 | Fuji Heavy Ind Ltd | 翼設計方法 |
RU2581642C2 (ru) * | 2014-07-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль крыла |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4205810A (en) | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds | |
EP2081821B1 (en) | Supersonic aircraft | |
US10625847B2 (en) | Split winglet | |
US20070166163A1 (en) | Rotor hub fairing system for a counter-rotating, coaxial rotor system | |
US20110260008A1 (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
EP3845451B1 (en) | Winglet systems for aircraft | |
US20110024573A1 (en) | Extended winglet with load balancing characteristics | |
CN102282070A (zh) | 飞机水平稳定面 | |
US10384766B2 (en) | Aircraft wing roughness strip and method | |
RU2600413C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
US3706430A (en) | Airfoil for aircraft | |
US4132375A (en) | Vortex-lift roll-control device | |
EP0735970B1 (en) | Aircraft wing/nacelle combination | |
US10562606B2 (en) | Wing, flap, and aircraft | |
US4655412A (en) | Airfoil having improved lift capability | |
RU2581642C2 (ru) | Аэродинамический профиль крыла | |
RU2693351C1 (ru) | Аэродинамический профиль крыла | |
US2967030A (en) | Boundary-layer control means for lifting wings | |
RU2540293C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
US8474747B2 (en) | Pivoting stabilising surface for aircraft | |
RU2707164C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
GB2573281A (en) | An aircraft wing and wing tip device | |
RU2790893C1 (ru) | Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата | |
CN113460285B (zh) | 用于固定翼飞行器的增升装置及其制造方法 | |
CN111003143B (zh) | 飞机的机翼及包括该机翼的飞机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20210126 Effective date: 20210126 |