крыло летательного аппарата и подкрыльевой пилон

Формула изобретения

1. Крыло летательного аппарата, содержащее обшивку и подвешенные на подкрыльевых пилонах двигатели, при этом часть обшивки крыла, размещенная вдоль задней кромки крыла по разные стороны от плоскости установки двигателя, выполнена с положительной кривизной срединной поверхности, а пилон образован наружной и внутренней, обращенной к фюзеляжу, боковыми стенками, в передней части плавно сопряженными друг с другом, выполненными плоскими и расположенными симметрично относительно плоскости установки двигателя, а в хвостовой части состыкованными под острым углом друг к другу, причем стык стенок пилона в хвостовой части размещен параллельно плоскости установки двигателя, отличающееся тем, что обшивка крыла снабжена частью с отрицательной кривизной срединной поверхности, при этом часть обшивки крыла с положительной кривизной срединной поверхности ограничена задней кромкой крыла по всему размаху консолей, законцовкой крыла, частью передней кромкой крыла, прилегающей к его законцовке, и двумя пересекающимися дугами, начало первой из которых размещено в бортовом сечении с относительной координатой, выбранной из диапазона от длины хорды бортового сечения, а начало второй размещено на передней кромке крыла вблизи плоскости установки двигателя, причем пересечение указанных дуг удалено от плоскости установки двигателя на расстояние не менее 8-10*В и размещено по профилю обшивки в точке с относительной координатой по длине хорды из диапазона при этом по указанным дугам выполнен плавный переход от части обшивки с положительной кривизной срединной поверхности к части обшивки с отрицательной кривизной срединной поверхности, кроме того, при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с изменением угла геометрической крутки сечений, максимальной относительной толщины профилей, угла поперечного V крыла и относительного радиуса носка профилей по нелинейным законам, причем закон изменения угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха крыла снабжен максимумом, размещенном в сечении, удаленном в сторону фюзеляжа от плоскости установки двигателя на расстояние, выбранное из диапазона 4,5-5,5*В, а законы изменения максимальной относительной толщины профилей и относительного радиуса носка вдоль полуразмаха крыла снабжены локальными минимумами, размещенными вблизи плоскости установки двигателя, причем плоскость установки двигателя размещена вблизи одной трети полуразмаха крыла и развернута относительно плоскости симметрии самолета на угол 0,8-1,2°, причем упомянутые боковые стенки пилона в хвостовой части плавно отогнуты к фюзеляжу самолета, а внутренняя боковая стенка в хвостовой части снабжена выпуклостью, кроме того, крыло снабжено обтекателями приводов закрылков, выполненными в виде продолговатых удлиненных оболочек, размещенных вдоль задней кромки крыла, один из которых размещен вблизи плоскости установки двигателя, при этом в вышеприведенных соотношениях В - расстояние между боковыми стенками пилона в его передней части.

2. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с уменьшением угла геометрической крутки сечений от значений из диапазона +3-+3,8° до значений из диапазона от -1,5 до -2,5°, изменением относительного радиуса носка профилей от значений из диапазона 1,4-1,6% до значений из диапазона 1-1,1%, а максимальной относительной толщины профилей - от 14-16% до 9-11%, причем в точках локальных минимумов значение максимальной относительной толщины профиля выбрано из диапазона 11-12%, значение относительного радиуса носка - из диапазона 0,65-0,75%, кроме того, профили крыла выполнены с возрастанием угла поперечного V крыла по передней кромке от значений из диапазона 6-7° до значений от 9 до 12° в точке максимума закона изменения угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха, а при дальнейшем переходе к законцовке крыла профили выполнены с уменьшением угла поперечного V крыла до значения из диапазона 5-6°.

3. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные относительные толщины профилей расположены при от длины хорды профиля.

4. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные значения отрицательной кривизны профилей обшивки крыла расположены при от длины хорды профиля и при переходе от бортового сечения уменьшаются от значений из диапазона f=-0,015 - -0,01 до 0.

5. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что максимальные значения положительной кривизны профилей обшивки крыла располагаются при от длины хорды профиля, при этом при переходе от бортового сечения к законцовке крыла максимальное значение положительной кривизны увеличивается от f=0,0015-0,002 до f=0,011-0,017.

6. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что закон изменения относительного радиуса носка вдоль полуразмаха крыла снабжен максимумом, размещенным на расстоянии не менее 15*В от плоскости установки двигателя в сторону законцовки крыла, в которой значение относительного радиуса носка выбрано из диапазона 1,25-1,3%, где В - расстояние между боковыми стенками пилона в его передней части.

7. Крыло летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что упомянутый обтекатель привода закрылка, размещенный вблизи плоскости установки двигателя, ориентирован по набегающему потоку и смещен от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа.

8. Подкрыльевой пилон, содержащий внутреннюю, обращенную к фюзеляжу, и наружную боковые стенки и обтекатель привода закрылка, при этом указанные внутренняя и наружная боковые стенки на большей части передней половины пилона выполнены плоскими и размещены симметрично относительно плоскости установки двигателя, причем в носовой части боковые стенки плавно сопряжены друг с другом, а в хвостовой части состыкованы друг с другом под острым углом, причем стык боковых поверхностей размещен параллельно плоскости установки двигателя, при этом упомянутый обтекатель привода закрылка размещен вверху хвостовой части пилона асимметрично относительно плоскости установки двигателя и выполнен в виде продолговатой округлой оболочки, при этом его задняя часть выдвинута за стык боковых поверхностей пилона, а передняя часть соединена с боковыми поверхностями пилона, отличающийся тем, что боковые стенки пилона в его хвостовой части, начиная от базовой вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости установки двигателя, отогнуты в сторону фюзеляжа, при этом наружная боковая стенка пилона при переходе от базовой вертикальной плоскости к стыку боковых стенок в хвостовой части плавно закручена относительно направления полета, а внутренняя боковая стенка снабжена выпуклостью, причем переход к выпуклости в нижних сечениях пилона смещен от базовой вертикальной плоскости в сторону полета, а в верхних сечениях - против направления полета, при этом максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя при переходе от нижних сечений пилона к верхним сечениям уменьшается, а его положение плавно смещается против направления полета.

9. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что стык боковых стенок пилона в хвостовой части удален от плоскости установки двигателя на расстояние, не превышающее расстояния между боковыми стенками пилона в его передней половине.

10. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что упомянутый обтекатель привода закрылка смещен от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа самолета на расстояние, не превышающее расстояния между стыком боковых стенок пилона в хвостовой части и плоскостью установки двигателя.

11. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что его наружная боковая стенка в хвостовой части закручена относительно направления полета от вертикали на угол, не превышающий 20°.

12. Подкрыльевой пилон по п.8, отличающийся тем, что его боковые стенки выполнены плавно сопряженными с тремя с разнесенными по высоте пилона замкнутыми контурами, размещенными в плоскостях, перпендикулярных плоскости установки реактивного двигателя, первый из которых размещен ниже второго на (0,9-1,2)*В, а третий выше второго контура на (1,15-1,23)*В, при этом носок второго контура размещен от базовой вертикальной плоскости по направлению полета на расстоянии от 50 до 60% от его длины, носок первого контура сдвинут в направлении полета от носка второго контура на расстояние, выбранного из диапазона (5,3-6)*В, а носок третьего контура против направления полета на расстояние, выбранного из диапазона (5,8-6,5)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.

13. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что длина второго контура выбрана из диапазона (12,5-13,5)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями аэродинамической оболочки в носовой части, при этом длина первого контура в 1,3-1,4 раза больше, а длина третьего контура в 1,55-1,65 раза меньше длины второго контура.

14. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что начало выпуклости на первом контуре смещено от упомянутой вертикальной плоскости на расстояние (3,2-3,7)*В по полету, на втором контуре отклонено от упомянутой вертикальной плоскости на величину, не превышающую 0,3*В, а на третьем контуре смещено от упомянутой базовой вертикальной плоскости против полета на величину (2,8-3,3)*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.

15. Подкрыльевой пилон по п.12, отличающийся тем, что максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя в сторону фюзеляжа не превышает величины 0,3*В для первого контура, 0,15*В - для второго контура и 0,05*В для третьего контура и достигнуто на удалении от базовой вертикальной плоскости в сторону против направления полета, не превышающем на первом контуре 0,65*В, на втором контуре - 2,5*В, на третьем контуре - 4,4*В, где В - расстояние между боковыми поверхностями в передней половине аэродинамической поверхности пилона.

Описание изобретения к патенту

Текст описания приведен в факсимильном виде.