Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО

СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета. Цель изобретения - повышение аэродинамического качества. В стреловидном крыле выполненном с удлинением λ = 8-11 , сужением 3 4, стреловидностью χ1/4= 20-28° и установленном на фюзеляже с углом заклинения ϕзакл бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной среднее значение которой fcp= 0,7-1% , максимальное fмакс= 1,2-4% и установленный с углом заклинения ϕзакл= 1,9-2,6° , при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением dfcp/dfзакл= (0,65-0,75) . 7 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2028250
Класс(ы) патента: B64C3/14
Номер заявки: 4951944/23
Дата подачи заявки: 28.06.1991
Дата публикации: 09.02.1995
Заявитель(и): Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева
Автор(ы): Алашеев О.Ю.; Зеленов И.В.; Карась О.В.; Кощеев А.Б.; Некрасова М.Н.; Скоморохов С.И.
Патентообладатель(и): Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева
Описание изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, к дозвуковым самолетам со стреловидными крыльями, рассчитанными на среднюю дальность полета L = 3500 км.
Прототипом является стреловидное крыло среднемагистрального самолета, выполненное с удлинением λ= 8, сужением 4, стреловидностью κ1 / 4= 24о, установленное на фюзеляже с углом заклинения ϕзакл.= 3о.
На самолете верхнепланной схемы одно из конструктивных ограничений - минимум допустимой высоты установки крыла. В случае установки крыла прототипа на такой самолет угол его заклинения относительно фюзеляжа ϕзакл по конструктивным требованиям имеет значение 3,7 - 4о, при этом передняя кромка значительно выступает над верхним батексом фюзеляжа, что приводит к добавочному волновому сопротивлению сопряжения крыло-фюзеляж и, как следствие, к снижению аэродинамического качества. Целью изобретения является повышение аэродинамического качества.
Это достигается тем, что в стреловидном крыле, выполненном с удлинением λ= 8 - 11, сужением 3-4, стреловидностью κ1 / 4= 20-28о и установленном на фюзеляже с углом заклинения ϕзакл.= 1,9-2,6о, бортовой профиль выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой fср = 0,7-1% , а максимальное значение fмакс = 1,2-1,4% и установлен с углом заклинения ϕзакл.= 1,9-2,6, при этом средняя кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением
dfср/d ϕзакл. = -(0,65-0,75).
На фиг. 1 показано предлагаемое стреловидное крыло; на фиг. 2 - средние линии характерных продольных сечений крыла; на фиг. 3 - проиллюстрировано сравнение средних линий бортовых профилей предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 4 - изменение вдоль размаха местных углов атаки сечений прибортовой зоны предлагаемого варианта и прототипа; на фиг. 5 - конструктивное ограничение установки крыла в схеме верхнеплан; на фиг. 6 - зависимость средней кривизны бортового профиля от угла заклинения, при выполнении которой обеспечивается оптимальное распределение нагрузки по крылу самолета верхнепланной схемы; на фиг. 7 - выигрыш в максимальном аэродинамическом качестве относительно прототипа.
Стреловидное крыло 1 содержит суперкритические профили 2 (фиг. 2). Бортовой профиль 3 (фиг. 3) имеет положительную кривизну со средним значением = 0,7-1% и максимальную относительную кривизну = 1,2-1,4%. Изменение местных углов атаки в прибортовой зоне данного крыла 1о (фиг. 4).
Преимущество изобретения состоит в следующем. В условиях конструктивных ограничений по положению потолка салона 4 (фиг. 5) конкретной компоновки верхнепланной схемы удается установить на фюзеляж 5 крыло 1 с оптимальным распределением нагрузки вдоль размаха при уменьшении угла заклинения крыла на фюзеляже до значений 1,9-2,6о, избежав таким образом, излишнего выступания передней кромки крыла за верхний батекс фюзеляжа, и, как следствие, позволяет уменьшить волновое сопротивление сопряжения крыло-фюзеляж и повысить уровень аэродинамического качества компоновки.
Результаты проведенных расчетных и трубных исследований позволяют оценить ожидаемый выиграш в аэродинамическом качестве при крейсерских числах Маха М = 0,75 - 0,78 в 0,3 - 0,5 единицы (фиг. 7).
Формула изобретения: СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО, выполненное с удлинением λ=8-11, сужением 3 - 4, стреловидностью χ1/4=20-28° и установленное на фюзеляже с углом заклинения ϕзакл, отличающееся тем, что, с целью повышения аэродинамического качества, бортовой профиль крыла выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой а максимальное значение и установлен с углом заклинения ϕзакл=1,9-2,6°, при этом средняя относительная кривизна бортового профиля связана с углом заклинения соотношением