прямое скоростное крыло

Формула изобретения

Скоростное крыло дозвукового самолета, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением =7-11, сужением =2,5-4,2°, обеспечивающее выполнение полета в диапазоне эксплуатационных скоростей до М_расч 0,72, отличающееся тем, что крыло сформировано как единая пространственная система на базе заднего лонжерона с нулевой стреловидностью и единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль был установлен под углом 1,0÷1,5° и обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy _max, а концевой профиль был установлен под углом -1,5-2° и обеспечивал условие максимума Су_мах, при этом профили имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,15-0,2 в хвостовых частях профиля, положение этого максимума меняется по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля, а относительная толщина крыла меняется от 0,16 до 0,13 и все параметры крыла по размаху изменяются по линейному закону.

Описание изобретения к патенту

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

Известны различные схемы стреловидных крыльев (см. Техническая информация ЦАГИ №23, 1980 года, авторское свидетельство 1580737 по классу 6 В64С 3/14, энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М., 1988 г.) В последнее время такие крылья выполняются стреловидными 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<0,70-0,75.

Однако крыло-прототип, использующее "эффект закрылка", требует уже применение стреловидности и 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 на крейсерских числах М и на взлетно-посадочных углах атаки. Но этого оказалось недостаточно для увеличения значений аэродинамического качества на эксплуатационных скоростях полета самолета до скоростей, соответствующих числам М=0,75, и не удалось снизить неблагоприятные отрицательные значения коэффициента m_zo .

Для решения этой задачи предлагается крыло, которое сформировано как единая пространственная система на базе заднего лонжерона с нулевой стреловидностью и единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль был установлен под углом плюс 1,0÷1,5 градуса и обеспечивал выполнение условие максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy_max, а концевой профиль был установлен под углом минус 1,5-2 градуса и обеспечивал условие максимума Cy_max, при этом профили имеют максимальную отрицательную вогнутость f=0,15-0,2 в хвостовых частях профиля, положение этого максимума меняется по размаху от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля, а относительная толщина крыла С меняется от 0,16 до 0,13 и все параметры крыла по размаху изменяются по линейному закону.

На фиг.1 показана схема и форма в плане прямого скоростного крыла. На фиг.2. - набор основных сечений крыла. На фиг.3 показано сечение корневого профиля. На фиг. 4 - сечение концевого профиля. На фиг.5 даны углы установки профилей по размаху крыла. На фиг.6 приведен закон изменения относительной толщины предлагаемого крыла. На фиг. 7 показаны эпюры изменения местного давления по размаху крыла для расчетной скорости, соответствующей числу М=0,7. На фиг.8 показано изменение профильного и волнового сопротивлений самолета по скорости полета.

Предлагаемое скоростное крыло 1 состоит из центроплана 2 и консолей 3 с нулевым углом стреловидности по заднему лонжерону. Крыло известными методами закреплено с фюзеляжем самолета 4 (фиг.1).

Сечения крыла образованы профилями единого семейства 5 (фиг.2). Но по внешнему виду профили по размаху существенно различны. Корневой профиль (фиг.3) в основном определяет крыльевые значения Мкр* и Mzo и обслуживает большую площадь. При выборе профиля ужесточались ограничения на Мкр* и Mzo, а полученное значение Су_max выбиралось умеренным. Концевой профиль (фиг.4) определяет Су _max крыла, так как срыв на больших углах атаки на крыле с сужением происходит (при прочих равных условиях) ближе к концу. Учитывая, что и число Рейнольдса к концу крыла убывает, в предлагаемом решении добиваются для концевого профиля значительного превышения по несущим свойствам над корневым профилем. Это обеспечивается как местной круткой профиля (фиг.5), так и изменением относительной толщины по размаху крыла (фиг.6). При малой обслуживаемой площади на концах крыла предлагаемые решения позволяют ослабить ограничение на продольный момент (т.е. разрешить увеличенную вогнутость) и не гнаться за большими Мкр*.

Выбор формы профилей между корневым и концевым сечением производится путем нескольких приближений. На первом этапе проводится построение геометрической модели крыла методами линейной аппроксимации верхней и нижней поверхностей. Затем проводится численный эксперимент по программам типа WSEP и уточняются при необходимости параметры конкретного сечения.

Для выбранной модели определяется распределение давления по крылу на разных скоростях обтекания (фиг.7).

Преимущества предлагаемого скоростного крыла иллюстрируют зависимости на фиг.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, 3 и 4), 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, уменьшает 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=0,7˜0,73) 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 несущих свойств при одновременном снижении веса. Улучшение моментных характеристик крыла также улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета.

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