скоростное крыло с наплывами

Формула изобретения

Стреловидное или прямое крыло дозвукового самолета с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, отличающееся тем, что профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на дозвуковых самолетах.

Известны различные внешние формы и схемы крыльев для дозвуковых самолетов. Практическое применение получили прямые и стреловидные крылья, которые имеют различный вид в плане, профиль поперечного сечения и вид спереди (см. энциклопедию “Авиация” под редакцией Г.П.Свищева, издательство “Российские энциклопедии”, М., 1988 г.).

Из конструктивных соображений часто требуется увеличить объем крыла, что обеспечивается применением передних и задних наплывов (см. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов, 2 изд., - М.: Машиностроение, 1995 г.). Как правило, при применении наплывов пропорционально изменению линейного размера (новой хорды крыла) изменяется высота профиля, что позволяет увеличить объем крыла, сохраняя относительную толщину крыла в данном сечении. Для скоростей полета до М<0,7 такой метод вполне приемлем, однако при увеличении скоростей полета уровень потерь на наплывах резко возрастает. Появляются сверхзвуковые зоны, обуславливающие появление дополнительного волнового сопротивления. Характеристики такого крыла становятся существенно хуже по сравнению с характеристиками базового трапециевидного крыла.

Целью предлагаемого изобретения является сохранение основных характеристик трапециевидного крыла при применении наплывов и расширение области применения таких крыльев до чисел М=0,92.

Для достижения этой цели наплывы образуются путем установки линейных вставок, которые размещены в точках максимальных координат верхней и нижней поверхностей крыла, определяемых по правилу нахождения экстремумов соответствующих функций, при этом для образования передних наплывов вставка устанавливается в хвостовой части профиля, для образования задних наплывов вставка устанавливается в носовой части профиля, а протяженность линейных участков выбирается из условия равенства длине наплывов.

На фиг.1 показана схема крыла с наплывами в плане. На фиг.2 совмещены основные сечения (профили условно развернуты). На фиг.3 показано сечение крыла без наплывов. На фиг.4. показано сечение крыла, измененное по предлагаемому решению. На фиг.5. показано сравнение срединных поверхностей крыла с наплывами и без них. На фиг.6 показаны результаты расчетов эффективности предложения.

Крыло 1 состоит из переднего наплыва 2, базового крыла (трапеции) 3, заднего наплыва 4. Крыло известными методами соединено с фюзеляжем самолета 5.

Сечения крыла образованы выбранными профилями 6 (фиг.2). Крыло создается на базе пространственной срединной поверхности, включающей определенные формы средних линий, и закона изменения геометрической крутки каждого профиля по размаху. Все характеристики находятся при решении задач оптимизации при заданных условиях полета.

Решив эти задачи, можно построить базовое трапециевидное крыло без наплывов (фиг.3).

Для получения дополнительных объемов на крыле применяют наплывы 2 и 4, которые образованы путем установки линейных участков на верхней и нижней поверхностях крыла, в точках экстремума соответствующих функций, описывающих верхнюю и нижнюю поверхности крыла (фиг.4). Протяженность линейных участков выбирается равной необходимой длине наплывов.

Форма срединной поверхности практически сохраняется (фиг.5).

Предлагаемое решение, обеспечивает увеличение объема при сохранении физической толщины выбранного базового трапециевидного крыла. Это приводит к снижению относительной толщины профиля, что благоприятно сказывается на скоростных характеристиках и несущих свойствах профиля и крыла в целом. Приведенные на фиг.6 результаты испытаний в аэродинамической трубе показывают высокую эффективность предложения, что связано, в том числе, с тем, что внедрение линейных участков не меняет структуру скоростного поля и размеры поперечного сечения объекта. Испытания показали, что по сравнению с известными и обычно применяемыми решениями общая эффективность предложения на 12-14% выше, несмотря на то, что для обеспечения равного объема приходится несколько увеличивать площадь базового трапециевидного крыла в плане.