скоростное стреловидное крыло

Формула изобретения

Скоростное стреловидное крыло дозвукового самолета, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением =9-11, сужением =3,5-4,2, углами стреловидности по передней кромке =25-35°, отличающееся тем, что крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при >0,7-0,8 и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при =0-0,7, а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений =0,3 у борта до значений =0,5 в концевых сечениях, при этом максимальные относительные толщины профилей располагаются при =0,51-0,56, углы наклона верхней поверхности у задней кромки имеют величины не более 7.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования стреловидных крыльев для дозвуковых самолетов.

Известны различные схемы стреловидных крыльев (см. Техническая информация ЦАГИ №23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу: 6 В 64 С 3/14, энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М., 1988 г.) В последнее время такие крылья выполняются с использованием сверхкритических профилей.

Прототипом предлагаемого решения является крыло самолета Ту-204, защищенное авторским свидетельством СССР №1783723, кл. В 64 С 3/14. Для повышения аэродинамического качества и уменьшения волновых потерь на этом крыле сверхкритические профили выполнены со средними линиями, имеющими на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0. Это позволяет получить относительно высокие значения аэродинамического качества до скоростей, соответствующих числам М<0,75-0,8. Однако крыло-прототип, использующее "эффект закрылка", создает большие отрицательные значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе (m_zo~-0,1), что приводит к значительным потерям качества на продольную балансировку самолета.

Кроме того, углы схода в хвостовой части профиля на верхней поверхности достигают 14-15 градусов, что приводит к появлению ранних отрывов потока не только на крейсерских числах М, но и на взлетно-посадочных углах атаки.

Задачей настоящего изобретения является увеличение значений балансировочного аэродинамического качества и максимальных эксплуатационных скоростей полета самолета до скоростей, соответствующих числам М=0,85-0,92, а также существенное уменьшение неблагоприятных отрицательных значений коэффициента m_zo.

Для достижения этой цели крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при , а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений у борта до значений в концевых сечениях, при этом максимальные относительные толщины профилей располагаются при , а верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Ср_махдоn, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки имеют величины не более 7 градусов.

На фиг.1 показана схема и форма в плане скоростного стреловидного крыла. На фиг.2. совмещены основные сечения (профили условно развернуты для более наглядной демонстрации изменения формы профилей по сечениям). На фиг.3 показано сравнение предлагаемого решения и "сверхкритического" профиля. На фиг.4 показаны средние линии крыла-прототипа в различных сечениях по размаху. На фиг.5 показаны средние линии предлагаемого крыла в различных сечениях по размаху. На фиг.6 приведен закон изменения угла геометрической крутки по размаху предлагаемого крыла. На фиг.7 дан примерный закон изменения максимальной относительной толщины крыла по размаху крыла. На фиг.8 показано сравнение расчетных зависимостей m_z=f(C_y) для крыла-прототипа и предлагаемого крыла. На фиг.9 представлены ожидаемые зависимости балансировочного максимального аэродинамического качества для предлагаемого крыла и лучших из прототипов.

Предлагаемое скоростное стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 с углом стреловидности по передней кромке _пк=25-35 градусов и консолей 3 с меньшим углом стреловидности по передней кромке (_пкк=0-30 градусов). Крыло известными методами закреплено с фюзеляжем самолета 4 (фиг.1).

Сечения крыла образованы профилями 5 (фиг.2). Предлагаемое крыло создается на базе пространственной срединной поверхности, включающей определенные формы средних линий и закон изменения геометрической крутки по размаху, найденные из решения задач оптимизации при заданных условиях. В бортовых сечениях крыла средние линии имеют S-образную форму с отрицательной вогнутостью в хвостовой части и положительной вогнутостью f_max~0,02 при . Далее по размаху положение максимальной положительной вогнутости плавно смещается до значения , а отрицательная вогнутость исчезает. Каждое сечение крыла устанавливается под определенным углом геометрической крутки. Закон распределения угла геометрической крутки по размаху является нелинейным.

Для выбранного распределения максимальных относительных толщин профилей крыла по размаху с учетом выбранной формы в плане определяются ординаты "у" верхней поверхности крыла в точках расположения максимальных толщин х_смах=0,51-0,56. Эти точки лежат ниже по потоку, чем точки максимальной вогнутости X_fmax:У_{в.сmах =} Уc_pл(x_Cmax))⁺C_max/2. В каждом поточном сечении крыла через точки (0, 0), (Х_сmах, У_всmах), (1,0) при одновременном выполнении условия по ограничению угла схода на задней кромке (=6-7 градусов) проводятся верхние образующие крыла. Ограничивающим для построения является условие, что максимально допустимое разрежение не должно превышать величин, соответствующих значениям коэффициента давления Ср_махдоn, который может быть приближенно вычислен по формуле:

где =1, 4 - коэффициент адиабатического расширения;

- угол стреловидности по передней кромке крыла;

М - число М полета.

Нижние образующие профилей в поточных сечениях определяются из соотношения у _{н =}У_в-2у_срл.

Таким образом, геометрическая форма предлагаемого крыла оказывается полностью определена.

Преимущества предлагаемого скоростного крыла иллюстрируют зависимости на фиг.7 и 8.

Во-первых, предлагаемое крыло не имеет больших отрицательных значений коэффициента m_zo в отличие от крыла-прототипа. Это объясняется тем, что предлагаемое крыло имеет в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовой части (фиг.2), а крыло-прототип имеет большую положительную вогнутость средних линий в хвостовой части во всех сечениях по размаху. Уменьшение отрицательных значений m_zo уменьшает потери аэродинамического качества на балансировку, снижает отрицательное нагружение горизонтального оперения, что увеличивает суммарную подъемную силу и уменьшает лобовое сопротивление самолета в целом. Увеличение максимальных крейсерских скоростей (чисел М) обусловлено тем, что верхняя поверхность крыла спроектирована так, что максимальное разрежение на ней не превышает допустимых значений коэффициента давления на расчетном режиме (М _{расч =}0,85-0,87) и поэтому волновые потери являются относительно слабыми. К тому же уменьшение углов наклона верхней поверхности в хвостовой части профилей на предлагаемом крыле устраняет возможность возникновения ранних отрывов на расчетных крейсерских режимах и на взлетно-посадочных режимах. В целом отмеченные особенности способствуют уменьшению сопротивления и повышению значений К_мах, а также улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Все отмеченные качества и преимущества предложенного решения подтверждены расчетами и испытаниями.