скоростное крыло

Формула изобретения

Скоростное стреловидное крыло самолета, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением =9-11, сужением =3,5-4,2, углами стреловидности по передней кромке до _пк=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 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, верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Ср_махдоп,, при этом относительная толщина профилей формируется по двум законам: от передней кромки до в диапазоне и от до задней кромки в диапазоне и максимальные толщины профилей располагаются при

Описание изобретения к патенту

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

Известны различные схемы стреловидных крыльев (см. Техническая информация ЦАГИ № 23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу: 6В64С 3/14, энциклопедию "Авиация". /Под редакцией Г.П.Свищева, М.: Издательство "Российские энциклопедии", 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. В64С 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. При этом крыло выполнено со стреловидностью передней кромки =20-24.

Средние значения стреловидности не позволяют в полном объеме реализовать преимущества выбранного сверхкритического профиля и реально получить значительное увеличение скорости полета. Кроме того, 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 при продольной балансировке самолета. 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 режимах (при относительно малых углах атаки).

Задачей настоящего изобретения является увеличение значений максимальных эксплуатационных скоростей полета самолета до скоростей, соответствующих числам М=0,85-0,92 при сохранении на этих режимах высокого аэродинамического качества, 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 относительные толщины профилей формируются по двум законам: от передней кромки до в диапазоне и от до задней кромки в диапазоне при этом максимальные толщины располагаются при , а верхние образующие профилей выполнены так, что на расчетных режимах максимальные разрежения не превышают предельно допустимых значений Ср_махдоп.

На фиг.1 показана схема и форма в плане предлагаемого скоростного стреловидного крыла. На фиг.2 совмещены основные сечения (профили показаны в полетном положении). На фиг.3 показана принципиальная схема формирования профилей предлагаемого крыла. На фиг. 4 показана схема формирования предлагаемого крыла по размаху. На фиг.5 показано отличие профилей предлагаемого крыла и прототипа. На фиг.6 показан примерный закон изменения положения средних линий профилей предлагаемого крыла и прототипа. На фиг.7 приведены законы изменения относительной толщины различных элементов предлагаемого крыла по размаху в зависимости от стреловидности. На фиг.8 представлены расчетные зависимости балансировочного максимального аэродинамического качества для предлагаемого крыла и лучшего из прототипов.

Предлагаемое скоростное стреловидное крыло 1 состоит из центроплана 2 и консолей 3 с углом стреловидности по передней кромке до пк=35 градусов. Крыло 1 имеет средства управления (элероны) 4 и средства механизации (закрылки) 5 и известными методами закреплено с фюзеляжем самолета 6 (фиг.1).

Сечения крыла формируются на базе расчетных профилей 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.

Относительные толщины профилей (фиг.3) формируются по двум законам: от передней кромки до в диапазоне . От сечения на до задней кромки относительная толщина изменяется в диапазоне . Максимальные толщины профилей располагаются при . Для выбранного распределения максимальных относительных толщин профилей крыла по размаху с учетом выбранной формы в плане (фиг.7) определяются ординаты "у" верхней поверхности крыла в точках расположения максимальных толщин x _смах=0,51-0,56. Эти точки лежат ниже по потоку, чем точки максимальной вогнутости . В каждом поточном сечении крыла через точки (0, 0), (Х _стах, У_встах), (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 C_maxdon, который может быть приближенно вычислен по формуле

где =l,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 =Ув-2у_срл.

По размаху (и стреловидности) относительная толщина уменьшается (фиг.3-7). Таким образом, геометрическая форма предлагаемого крыла оказывается полностью определена.

Преимущества предлагаемого скоростного крыла иллюстрируют зависимости на фиг.8. Во-первых, снижение относительной толщины в передней части профиля приводит к увеличению значений критического значения числа М. Переходная зона с изменением законов изменения относительной толщины способствует тому, что переход на звуковые скорости происходит при относительно небольших числах М с соответствующим снижением уровня потерь давления при этом переходе.

Во-вторых, 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.5 и 6), 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 (Мрасч=0,87-0,92) 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_max , а также улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета.

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