Крыло летательного аппарата

КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее набор суперкритических профилей, элементы силового набора и подвешенные на пилонах двигатели, отличающееся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества на крейсерском режиме полета, крыло выполнено с отгибом профиля вниз в области, ограниченной положением заднего продольного элемента силового набора крыла и двумя поперечными сечениями, отстоящими по обе стороны от оси симметрии гондолы на расстоянии 1,1 - 1,3 ее максимального диаметра, причем величина отгиба на задней кромке по оси симметрии гондолы составляет 1 - 2% местной хорды профиля крыла, а на границах области отгиба выходит на исходную геометрию в соответствии с соотношением

где - величина отгиба;
- относительная продольная координата вдоль размаха крыла;
L/2 - полуразмах крыла;
Z_мг - координаты оси гондолы;
- циркуляция скорости;
- коэффициент подъемной силы и хорда профиля в данном поперечном сечении крыла;
b_сах - средняя аэродинамическая хорда крыла;
- изменение циркуляции в данном поперечном сечении крыла.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к крыльям дозвуковых магистральных самолетов, снабженным установленными на пилонах гондолами турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).
Целью изобретения является увеличение аэродинамического качества рыла на крейсерском режиме полета, когда из-за интерференционного влияния пилонов и гондол ТРДД происходят потеря циркуляции скорости и снижение подъемной силы крыла, а также соответствующее уменьшение его аэродинамического качества.
На фиг. 1 представлена схема крыла с границами области интерференции и отгибом на задней кромке; на фиг.2 схема суперкритического профиля крыла с пилоном и гондолой ТРДД; на фиг.3 зависимости аэродинамического качества К на режиме полета М 0,78; С_y 0,5 от относительной величины отгиба на задней кромке крыла для двух случаев: 1 изолированный суперкритический профиль крыла с отгибом его задней части вниз; 2 тот же профиль с пилоном и гондолой ТРДД; на фиг.4 зависимость оптимальной величины максимального прогиба cрединной линии профиля от числа Маха полета М, а также крейсерский диапазон чисел М (заштрихованная полоса), на фиг.5 кривая местных значений циркуляции скорости А в различных поперечных сечениях крыла с относительной координатой = Z/(L/2) а также потери циркуляции из-за влияния пилона и гондолы ТРДД (заштрихованная область).
Крыло 1 летательного аппарата (фиг.1, 2) содержит набор суперкритических аэродинамических профилей 2, элементы 3 силового набора, обеспечивающие оптимальные аэродинамические, весовые и прочностные характеристики изолированного крыла. К крылу 1 подвешены пилон 4 и гондола 5 ТРДД. На задней кромке крыла по оси симметрии гондолы выполнен отгиб вниз на величину 1-2% местной хорды b с выходом отгиба на исходную геометрию крыла на границах области 6 (заштрихована на фиг. 1), определяемой положением заднего продольного элемента 7 силового набора и двумя поперечными сечениями 8, отстоящими по обе стороны от оси симметрии гондолы 5 на расстояние (1,1 1,3) d_мг, где d_мг максимальный диаметр гондолы.
Устройство работает следующим образом.
При полете самолета на крыле 1 (на его нижней поверхности) возникает область интерференции с пилоном 4 и гондолой 5, имеющая границы 9 (фиг.1). Интерференция приводит к уменьшению циркуляции скорости вокруг крыла, его подъемной силы и, как показано на фиг.3, аэродинамического качества К. Это ухудшение аэродинамических характеристик может быть частично компенсировано путем отгиба вниз задней части крыла 1 в пределах области 6. При этом оптимальным является отгиб по оси симметрии гондолы, равной 1-2% от величины b (кривая 2 на фиг.3).
В основе указанного положительного эффекта лежат следующие обстоятельства. Скорости крейсерского полета современных дозвуковых магистральных самолетов, на которых в основном применяются крылья с суперкритическим профилем и ТРДД большой степени двухконтурности, соответствуют диапазону чисел Маха М 0,77-0,82. В свою очередь, этому диапазону соответствуют максимальные значения относительной деформации срединной линии профиля 2,5 1,5% при расположении максимума деформации на 60-70% хорды профиля (фиг.4). Уменьшение циркуляции скорости А ( ) в области интерференции крыла с пилоном и гондолой ТРДД (фиг.5) практически эквивалентно уменьшению эффективной деформации профиля или применение профилей с трансзвуковой деформацией на дозвуковых скоростях. Поэтому отгиб задней кромки на 1-2% для суперкритического профиля с исходной деформацией соответственно 2,5-1,5% означает фактический переход в зоне отгиба на величины дозвуковых деформаций 3,5% (фиг.4). Кроме того, осуществление отгиба в области за задним продольным элементом силового набора, расположенным обычно на 70-80% местной хорды, позволяет избежать изменений силовой схемы, прочностных и весовых характеристик исходного крыла. Для определения закона изменения отгиба вдоль размаха крыла предложено апробированное экспериментальным путем соотношение
( ) ( ) в которое входят величины, представленные на фиг. 1,5.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к крыльям дозвуковых магистральных самолетов, снабженным установленными на пилонах гондолами турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). Цель изобретения - увеличение аэродинамического качества крыла, потери которого вызваны интерференционным снижением циркуляции скорости из-за влияния пилона и гондолы ТРДД. Для этого крыло в задней его части выполнено с отгибом вниз в пределах области, ограниченной задним продольным силовым элементом 7 и двумя поперечными сечениями 8, расположенными по обе стороны от оси симметрии гондолы 5 на расстоянии 1,1 - 1,3 максимального диаметра гондолы. При этом величина отгиба на задней кромке крыла по оси симметрии гондолы 5 составляет 1 - 2% местной хорды профиля крыла для чисел Маха крейсерского полета M = 0,77 - 0,82 соответственно, а для определения выхода отгиба на исходную геометрию предложено экспериментально апробированное соотношение. 5 ил.