стреловидное крыло дозвукового транспортного самолета

Формула изобретения

Стреловидное крыло дозвукового транспортного самолета, содержащее консольную и центропланную часть, отличающееся тем, что профили сечений крыла выполнены со средним углом ₂ наклона верхней поверхности на участке хорды равным 10,0-10,9^o для сечений центропланной части крыла и 10,9-11,1^o для сечений консольной части крыла, а произведение ^1,2₁₂ равно 49-51,5, исходя из





где ₁ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой

максимальная ордината верхней поверхности профиля;

- абсцисса соответствующая

ординаты верхней поверхности профиля при соответствующих значениях

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники и преимущественно к дозвуковым транспортным самолетам со стреловидными крыльями.

Известны стреловидные крылья магистральных самолетов с крейсерскими скоростями полета 800-850 км/ч.

1. Самолет Боинг 757-200, ТИ 23 1980.

2. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, ЦАГИ ОНТИ 1993.

Прототипом предлагаемого решения является стреловидное крыло ближнемагистрального самолета Ту-334 (патент РФ 1827975, кл. В 64 С 3/00, 1990).

Указанное крыло содержит консольную и центропланную части и выполнено с углом стреловидности удлинением =10,2. Максимальные относительные толщины в консольной части Сmax = 11,8-10,0%. Набор профилей сверхкритический (профили с расположением максимальной положительной кривизны в хвостовой части

Сочетание реализованных на прототипе параметров крыла позволило получить максимальную величину параметра аэродинамической эффективности (КmaxМ)max = 12,7 при числе Маха Мopt = 0,75-0,76. Волновое сопротивление при крейсерских значениях Су появляется при М = 0,7. При М = 0,75 потери Кмах за счет волнового сопротивления достигают Кmax = 0,6. Критическое число Маха(по критерию dCx/dM = 0,01) достигается при М = 0,79-0,8 (при Су = 0,55).

Раннее появление волнового сопротивления при достаточно высоком Мкрит характерно для пиковых профилей. На верхней поверхности в носовой части таких профилей в распределении давления имеется большой пик разрежения, что приводит к достижению сверхзвуковых скоростей в этой области при сравнительно низких числах Маха.

Для снижения волнового сопротивления крыла прототипа при ММкрит нужно уменьшить разрежение в сверхзвуковых зонах на верхней поверхности крыла. Этого можно добиться увеличив вогнутость профилей (в этом случае снизятся углы атаки при крейсерских значениях Су) либо сдвинув к задней кромке положение максимальной толщины (тогда уменьшится наполнение носовой части профилей). Эпюра распределения давления станет более полочной. Однако для полочных профилей характерно резкое нарастание волнового сопротивления, связанное с ростом разрежения в диффузорной части профиля и появлением в результате этого скачков уплотнения и отрывов. Таким образом, указанные выше меры приведут к снижению Морт и Мкрит. Кроме того, уменьшение наполнения носовой части профиля приведет к снижению Сумах при малых дозвуковых скоростях, что ухудшит взлетно-посадочные характеристики самолета.

Задачей предлагаемого технического решения является увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности самолета со стреловидным крылом путем снижения волнового сопротивления.

Задача решается тем, что в стреловидном крыле дозвукового транспортного самолета, содержащем консольную и центропланную часть, профили сечений крыла выполнены со средним углом ₂ наклона верхней поверхности на участке хорды от , равным 10,0,-10,9^o для сечений центропланной части крыла и 10,9-11,1^o для сечений консольной части крыла, а произведение ^1,2₁₂ равно 49-51,5, исходя из





где ₁ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой

максимальная ордината верхней поверхности профиля,

- абсцисса, соответствующая ,

ординаты верхней поверхности профиля при соответствующих значениях

Изобретение поясняется иллюстрациями, где показано:

на фиг.1 - схема стреловидного крыла, вид в плане (К - консольная часть крыла, Ц - центропланная часть крыла);

на фиг. 2 - схема, иллюстрирующая геометрический смысл параметров ₁ и ₂ (X и Y отнесены к местной хорде сечения крыла);

на фиг. 3 а, б, в - сравнение эпюр профилей предлагаемого крыла и прототипа при z = 0,11; 0,33; 1,0 (значения z отнесены к полуразмаху крыла);

на фиг. 4 - график зависимости параметра (КmaxМ)max аэродинамической эффективности крыла от углов ₂ и ₁ (расчет): 1 - предлагаемое решение, 2 - прототип;

на фиг. 5 - график зависимости параметра (КmaxМ)max аэродинамической эффективности крыла от произведения ^1,2₁₂ и угла ₂ (расчет): 1 - предлагаемое решение, 2 - прототип;

на фиг. 6 - график зависимости параметра (КmaxМ)max аэродинамической эффективности крыла от угла ₂ при оптимальных значениях произведения ^1,2₁₂ (расчет): 1 - предлагаемое решение, 2 - прототип;

на фиг. 7 а, б, в, г, д, е - графики сравнения распределений давления по сечениям z = 0,15; 0,25; 0,35; 0,55; 0,75; 0,9; предлагаемого крыла (сплошная линия) и крыла прототипа (пунктирная линия) при М = 0,78;

на фиг. 8 - график сравнения зависимостей индуктивно-волнового сопротивления от числа Маха для предлагаемого крыла (сплошная линия) и крыла прототипа (пунктирная линия) при Су = 0,55 (расчет);

на фиг. 9 - график зависимостей максимального аэродинамического качества и параметра аэродинамической эффективности самолета от числа Маха для предлагаемого крыла (сплошная линия) и крыла прототипа (пунктирная линия), полученный пересчетом результатов эксперимента в АДТ на натурные условия: (КmaxМ)max - выигрыш самолета с предлагаемым крылом в максимальной величине параметра аэродинамической эффективности по сравнению с прототипом, Mopt - выигрыш самолета с предлагаемым крылом в величине оптимального числа Маха по сравнению с прототипом.

Стреловидное крыло состоит из центроплана Ц и консоли К (см. фиг.1). Крыло выполнено с углом стреловидности, например, с максимальными относительными толщинами, например, Сmax = 13-9% консольной части. Крыло имеет профили с эпюрами, показанными на фиг.3. Профили характеризуются параметрами ^1,2₁₂ и ₂. Где ₁ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой а ₂ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды (см. фиг. 2).

Преимущество предлагаемого решения состоит в следующем.

Показателем топливной эффективности летательного аппарата является количество грамм топлива q_т расходуемого на каждого пассажира на расстоянии полета 1 км. q_т = G_т/(n L), где n -количество пассажиров, L - дальность полета. Показатель топливной эффективности обратно пропорционален произведению максимального аэродинамического качества на число Маха.

q_т ~ 1/(KmaxМ)

Верхнюю поверхность профиля можно разделить на конфузорную и диффузорную часть. Эти части поверхности разделяются точкой, где касательная параллельна направлению набегающего потока. При нулевом угле атаки эта точка соответствует При малых углах атаки, характерных для крейсерских режимов полета, можно считать, что начало диффузорного участка. Известно, что на рабочих режимах сверхкритических профилей сверхзвуковая зона не распространяется по хорде далее Таким образом, угол ₁ характеризует наклон верхней поверхности в сверхзвуковой диффузорной части, а ₂ - наклон в дозвуковой диффузорной части.

Концепция сверхкритического профиля предполагает, что сверхзвуковая часть поверхности профиля должна быть возможно более плоской, а вогнутость, необходимая для создания подъемной силы, находилась в дозвуковой области (т. е. в хвостовой части профиля при . Из этого следует, что ₁ должен быть как можно ближе к 0, а ₂ должен быть как можно больше. Но увеличение ₂ ограничивается диффузорным отрывом потока. Уменьшение ₁ при постоянном ₂ приводит к улучшению скоростных характеристик профиля (Мopt, Мкрит). Но при этом снижается вогнутость профиля из-за средней линии. Снижаются несущие свойства профиля. Он становится более пиковым (см. выше), и, как следствие, снижается Кmax.

Таким образом, для углов ₂ и ₁ существуют оптимальные значения и оптимальное сочетание, при которых получаются наибольшие значения максимального параметра аэродинамической эффективности (КmaxМ)max.

По результатам расчетных исследований были построены зависимости максимального параметра аэродинамической эффективности крыла от угла ₁ при дискретных значениях угла ₂ (фиг.4). Графики фиг.4 показывают, что, во-первых, с увеличением ₂ в рассматриваемом диапазоне 7,6-12,1^o параметр аэродинамической эффективности увеличивается, и, во-вторых, для каждого ₂ существует оптимальное значение ₁, при котором достигается максимальное значение максимального параметра аэродинамической эффективности ((КmaxМ)max)max.

Использование параметра ^1,2₁₂, вместо ₁, позволило сделать как можно меньшим разброс максимумов кривых (фиг.5), так что для всех ₂ из рассматриваемого диапазона максимальные значения максимального параметра аэродинамической эффективности ((КmaxМ)max)max достигаются при значениях параметра ^1,2₁₂, лежащих в пределах 49-51,5 (фиг.5), исходя из





где ₁ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой

максимальная ордината верхней поверхности профиля,

- абсцисса, соответствующая ,

ординаты верхней поверхности профиля при соответствующих значениях

Расчетные и экспериментальные данные свидетельствуют о том, что увеличение угла ₂ ограничивается отрывом потока у задней кромки крыла при ₂ = 11,8-11,9 (фиг.6). При проектировании предлагаемого крыла для сечений консольной части был выбран угол _2/= 10,9-11,1, меньший предельных значений фиг.6, для обеспечения эксплуатационного запаса по отрыву.

В бортовом сечении Z=0,11 был выбран угол ₂ = 10,0, с учетом интерференции крыла с фюзеляжем (диффузорный эффект).

Таким образом, для сечений центропланной части крыла значения среднего угла ₂ наклона верхней поверхности на участке хорды от равны 10-10,9^o.

Предлагаемое крыло имеет большую вогнутость средней линии, чем крыло прототип (фиг.3). Это позволило уменьшить углы атаки при крейсерских значениях Су. При этом уменьшилось разрежение в сверхзвуковых зонах на верхней поверхности крыла (фиг.7). Интенсивность местных скачков уплотнения снизилась, а до М = 0,775 при крейсерских значениях Су обеспечено бесскачковое обтекание. Следствием этого стало снижение волнового сопротивления (фиг.8), повышение аэродинамического качества и параметра аэродинамической эффективности ((КmaxМ)max 0,4) (фиг.9). Оптимальное число Маха увеличилось на Морt 0,015 и достигло 0,775 (фиг.9).

Крутка крыла и распределение углов установки сечений выбраны из условия обеспечения эллиптичности циркуляции по размаху для минимизации индуктивного сопротивления.

Увеличение вогнутости осуществлено без подрезки в хвостовой части профилей, что позволило сохранить толщины крыла в сечениях при (фиг.3), необходимые для размещения механизации задней кромки.

Полочные эпюры распределения давления предлагаемого крыла выгодны для естественной ламинаризации обтекания.

Таким образом, предложенное техническое решение обеспечивает решение поставленной задачи: увеличение аэродинамического качества и улучшение показателя топливной эффективности самолета.

Кроме того, предложенное техническое решение по сравнению с прототипом обеспечивает возможность увеличения диапазона значений угла стреловидности и максимальных относительных толщин в консольной части.